高超声速混合模块冲压发动机亚燃模块进气道的高焓风洞试验研究

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高超声速混合模块冲压发动机亚燃模块进气道的高焓风洞试验研究

谭慧俊，郭荣伟

南京航空航天大学内流研究中心

收稿日期:2006-03-29 修回日期:2007-05-31 出版日期:2007-07-10 发布日期:2007-07-10
通讯作者: 谭慧俊

Wind Tunnel Tests of Hypersonic Inlets for Ramjet Modules of Ramjet scramjet Combined Engine

TAN Hui-jun,GUO Rong-wei

Internal Flow Research Center, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics

Received:2006-03-29 Revised:2007-05-31 Online:2007-07-10 Published:2007-07-10
Contact: TAN Huijun

摘要/Abstract

摘要：

对适用于轴对称混合模块发动机的亚燃模块进气道(工作马赫数范围3～6)进行了马赫6级高焓风洞试验研究，获得了进气道在不同反压下的性能参数及沿程静压分布。实验数据显示，进气道的流量系数在0.98以上，喉道截面的总压恢复系数为0.52,平均马赫数为2.68，临界状态附近进气道出口平均马赫数低达0.432，对应的总压恢复系数为0.171,反压为自由流静压的267.56倍，为亚燃室的高效、稳定燃烧及亚/超燃室的匹配工作创造了良好的条件。当进气道处于超声速通流状态时，内通道上、下壁面静压沿流向大幅波动且波峰/波谷互相交错，通道的弯曲使得上壁面静压整体比下壁面要高。与等截面管道的反压特性不同，该进气道三维弯曲扩张管道出口的平均马赫数随着反压的增加单调下降，总压恢复系数则随反压的增加先下降后缓慢增加，直至进气道喘振。另外，研究中来流总压由3.0 MPa变化到5.5 MPa，进气道的性能参数及内部流态无明显变化。

关键词: 高超声速进气道, 亚燃发动机, 混合模块发动机, 风洞试验

Abstract:

The preliminary test study is conducted on hypersonic inlets for ramjet module of the ramjetscramjet combined engine at a Mach number of 6 in a high enthalpy tunnel. The performance and static pressure distributions of the inlet under different backpressure conditions are obtained. Results indicate:(1) The mass flow ratio of the inlet is greater than 0.98 at a Mach number of 6, at the throat section the total pressure recovery coefficient and the average Mach number are 0.52 and 2.68 respectively.

Key words: hypersonic , inlet, , ramjet, , ramjetscramjet , combined , engine, , wind , tunnel , test

中图分类号:

V211.3

谭慧俊;郭荣伟. 高超声速混合模块冲压发动机亚燃模块进气道的高焓风洞试验研究[J]. 航空学报, 2007, 28(4): 783-790.

TAN Hui-jun;GUO Rong-wei. Wind Tunnel Tests of Hypersonic Inlets for Ramjet Modules of Ramjet scramjet Combined Engine[J]. ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA, 2007, 28(4): 783-790.

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高超声速混合模块冲压发动机亚燃模块进气道的高焓风洞试验研究

Wind Tunnel Tests of Hypersonic Inlets for Ramjet Modules of Ramjet scramjet Combined Engine

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