冲压式二次流进气道

面向超声速机翼热管理的嵌入式进气道，实验与仿真结合揭示总压恢复与畸变的演变规律。

Sheng, Zhang · Zheng, Lin · Gao, Zeming · Miao, Shuai · Li, Jun · Zeng, Lifang · 潘定一

Aerospace 2024

参数信息

总压恢复下降幅度

68 %

总压畸变增大倍数

19.7

总压恢复仿真误差

8 %

技术优势

拿到了实验数据

在亚声速、跨声速和超声速条件下进行了风洞测试，得到总压恢复和总压畸变的实测值。

仿真误差在10%以内

冲压式二次流系统的总压恢复仿真误差为8%，潜没式系统为10%，数值方法得到验证。

找出了性能衰减的机理

发现总压恢复主要由管前部的逆压梯度诱发的流动分离决定。

应用场景

• 航空与高超声速：用于超声速飞行器热管理、流动控制和能量生成的小流量循环，替代基于主流的方案。
• 低空飞行器：为低空高速飞行器提供小型内嵌式进气道，作为环控和引气系统的入口。
• 航空航天材料：进气道所处机翼部位的材料需承受气动加热，本工作提供热环境输入。