頜下進氣道研究.pdf

1、本文采用理論分析、數(shù)值模擬及風洞實驗等方法對頜下進氣道進行了較為詳細的研究。分析了彈用頜下進氣道的主要氣動特點，在一定的飛行條件、尺寸等約束條件下，設計完成了基本滿足性能要求的頜下進氣道模型；研究了設計點對進氣道性能的影響，對三個設計點不同的進氣道模型進行了攻角性能計算，并對進氣道的頭部進行了M3.85的風洞實驗；針對進氣道在低馬赫數(shù)下無法自起動的問題進行了研究。 數(shù)值模擬結果表明，設計點與起動點流量滿足設計要求；設計點與起動

2、點進氣道所能承受的反壓分別至少為55倍和13倍來流靜壓；在所要求的45倍和11倍反壓條件下，進氣道的總壓恢復系數(shù)分別達到0.300和0.659；通過降低進氣道的設計點，可以有效的增加進氣道在非設計點下的流量；在相同來流馬赫數(shù)和相同反壓的條件下，隨著攻角的增加，進氣道的總壓恢復系數(shù)基本保持不變，但進氣道流量系數(shù)下降較快，8°攻角時流量系數(shù)較0°時下降了12.7％，與實驗符合較好，但絕對流量在-5％～5％之間變化；進氣道的內推力隨著攻角的增