【摘 要】
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以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器，前体/进气道的组合设计、进气道设计是关系飞行器能否正常工作和提高发动机静推力的关键技术。本为以二维顶压式进气道、Busemann进气道为研究背景，利用理论分析和数值模拟相结合的方法研究了不同钝化半径对以上两类进气道性能的影响，评估了进气道喉道处的总压恢复、静压比、静温比、绝热压缩效率以及流场均匀性。本文以最大总压恢复为目标函数，进行了二维顶压式进气道优化设计
【机 构】
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中国科学院力学研究所,北京100190
【出 处】
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中国力学大会2011暨钱学森诞辰100周年纪念大会
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以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器，前体/进气道的组合设计、进气道设计是关系飞行器能否正常工作和提高发动机静推力的关键技术。本为以二维顶压式进气道、Busemann进气道为研究背景，利用理论分析和数值模拟相结合的方法研究了不同钝化半径对以上两类进气道性能的影响，评估了进气道喉道处的总压恢复、静压比、静温比、绝热压缩效率以及流场均匀性。本文以最大总压恢复为目标函数，进行了二维顶压式进气道优化设计研究，并且利用不同半径对进气道前缘进行钝化。针对Busemann进气道：根据轴对称锥形流理论，通过求解Taylor-Maccoll方程，利用流线追踪技术设计了无粘条件下的Busemann进气道，研究了截断Busemann进气道的流场结构变化以及总压恢复性能。本文分析了在设计点和非设计点的进气道性能，比较了上述两类进气道的优缺点。本文结合高超声速典型气动外形，对以上两类进气道和高超声速机体进行了组合设计，分析了前体/进气道组合的气动特性。
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