| 乘波体与二元高超声速进气道一体化设计研究 |
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| 引用本文： | 王俊琦,赵海刚,任智勇.乘波体与二元高超声速进气道一体化设计研究[J].燃气涡轮试验与研究,2018(1). |
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| 作者姓名： | 王俊琦 赵海刚 任智勇 |
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| 作者单位： | 中国飞行试验研究院发动机所; |
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| 摘 要： | 基于二元混压式高超声速进气道和密切锥乘波体,设计了一腹部并列进气的高超声速乘波前体/进气道一体化前体模型,并数值模拟研究了该模型在不同飞行马赫数和攻角下的气动特性。计算结果表明:设计的一体化前体模型很好地结合了二元高超声速进气道和乘波体流场结构特点,乘波前体结构可为进气道提供均匀的进口流场,且进气道性能基本保持不变;一体化前体模型在低于设计点马赫数和正攻角飞行状态下仍具有良好的飞行性能,但在负攻角飞行姿态时,随着攻角角度的增大一体化前体模型的升阻特性和进气特性均快速恶化。
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| 关 键 词： | 高超声速飞行器 超燃冲压发动机 二元混压式进气道 乘波体 一体化设计 总压恢复系数 升阻比 |
An integrated design of the 2D hypersonic inlet with a waverider |
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