一种宽马赫数变几何超声速进气道初步研究

摘要

进气道是吸气式飞行器动力装置的重要组成部分，其能否在工作范围内稳定高效的工作，为燃烧室提供足够高品质气流，对推进系统乃至整个牲行器的综合性能都有重要影响。为了改善二元宽马赫数超声速进气道非设计点下的性能,设计了一种变几何超声速进气道,对其气动性能开展了数值仿真研究,并与相应的定几何进气道进行对比.研究结果表明:在来流马赫数2.0～4.5范围内,通过调节第二道压缩角的大小,改变外压段波系结构,调整进气道的内收缩比,使低来流马赫数时流量捕获增大,高来流马赫数时喉道马赫数明显降低.与定几何进气道比较,变几何进气道流量系数和总压恢复系数最高可提升19.4％和55.8％。