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压力分布可控的高超声速进气道/前体一体化乘波设计 总被引:2,自引:0,他引:2
在二维弯曲激波高超声速进气道基础上,发展了一种压力可控的进气道/前体一体化乘波设计方法。通过事先指定前体/进气道壁面压力分布,结合二维特征线反设计方法,可以逆向设计出流向、横向压力分布规律都可控的进气道/前体外压缩段型面。采用该方法,设计了一种二维进气道/前体一体化方案,并对其进行数值模拟。结果表明:设计状态下,与不带侧板二维进气道相比,此类一体化方案中的进气道设计状态流量系数提高27%,出口压比提高48.5%,总压恢复系数提高10%;与楔导乘波理论设计的一体化方案相比,压力可控的一体化方案具有相似的外形尺寸和乘波特性,但进气道流量系数则较楔导乘波方案提高了5%,进气道出口压比提高6.4%,总压恢复系数提高2.3%。 相似文献
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为了求解二维平面弯曲激波波后流场,讨论并发展了一系列基于流线-特征线坐标系变换的流场代数计算方法。该系列方法依据二维平面流场中气流角、静压沿特征线近似不变的特点,可快速求解平面弯曲激波波后流场。其中,等气流角近似法适合模拟流线轨迹,等静压近似法适合求解波后流场参数。在此基础上,又提出了一种改进的等气流角-等静压混合方法用于计算弯曲激波波后流场。和特征线法对比,等气流角-等静压混合法计算得到的流场基本特征与特征线法得到的结果相同,在来流马赫数Ma=6和Ma=4情况下误差分别仅为0.5%和0.15%,证实了该方法在求解二维平面弯曲激波流场中的适用性。 相似文献
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