宽马赫数变几何进气道性能快速计算方法*

徐珊珊，金玉华，张庆兵，邵明玉

(1.中国航天科工集团第二研究院，北京 100854；2.北京电子工程总体研究所，北京 100854； 3.西北工业大学 航天学院，陕西 西安 710072)

宽马赫数变几何进气道性能快速计算方法*

徐珊珊1，金玉华1，张庆兵2，邵明玉3

(1.中国航天科工集团第二研究院，北京 100854；2.北京电子工程总体研究所，北京 100854； 3.西北工业大学 航天学院，陕西 西安 710072)

提出一种适用于初步设计的宽马赫数变几何超声速进气道性能快速计算方法，无需计算流场各点参数即可快速获得捕获流量系数φ和临界总压恢复系数σ。利用激波与进气道的几何关系判断起动；采用虚拟喉道假设计算第一道内压膨胀波；采用一组激波-膨胀波模拟喉道内复杂波系。为检验方法正确性，计算结果与无粘CFD结果进行了比对。φ相对误差在5%以内，随马赫数减小、攻角或楔板折角增大而增大；σ最大相对误差为4%，随马赫数、攻角、楔板折角增大而增大。

变几何进气道；超声速进气道；宽马赫数范围；快速建模方法；捕获流量系数；总压恢复系数

0 引言

在现代战争中，工作在宽马赫数范围内的亚燃冲压发动机具有增大战术导弹弹道形式多样性、扩大飞行包线等优点，使其越来越受到工程人员青睐。为提高冲压发动机重要环节之一的进气道[1]在宽马赫数范围的工作性能，工程人员常采用多级楔板、跳跃唇口等变几何调节方案[2-6]。但变几何进气道参数多、变化范围大，若采用实验方法进行初步设计，成本过高。随着数值仿真技术的发展，国内外许多学者将计算流体力学(computational fluid dynamics，CFD)技术运用于几何可调进气道的性能预测，并建立了相应的进气道性能数学模型[7-10]。……