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超音速巡航导弹用轴对称进气道设计与研究

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针对设计马赫数为4的超音速巡航导弹用进气道的特点,选取混压式超声速轴对称冲压进气道,进气道外罩唇口的内型面采用椭圆形的型面设计.给出了设计方法.采用k-ω湍流模型,数值求解雷诺时均N-S方程,模拟得到了在不同飞行马赫数和不同反压条件下的流场结构、流动特征、设计参数和计算结果.有效地模拟了马赫数为4时设计工况与非设计工况条件下的流场性能,并给出了高马赫数内、外混合复杂流动的计算结果,可为弹用超声速巡航进气道的设计提供参考.
Design and Study of an Axisymmetric Inlet Used for a Supersonic Cruising Missile

刘晓伟、王新月

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西北工业大学,动力与能源学院,陕西,西安,710072

进气道 冲压发动机 数值模拟 k-ω湍流模型

2008

计算机仿真
中国航天科工集团公司第十七研究所

计算机仿真

CSTPCDCSCD北大核心
影响因子：0.518
ISSN：1006-9348
年,卷(期)：2008.25(3)
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