摘要
常规跨超声速风洞进行马赫数4.5试验时,常常伴有空气液化现象,造成试验数据可信度低,在高超声速风洞研制马赫数4.5喷管,具有对气流加热的能力,可以提供更加准确的试验数据.目前国内0.5 m量级高超声速风洞还不具备马赫数4.5的试验能力,因此,在高超声速风洞研制马赫数4.5喷管,填补了国内在该区域的空白,具有重要意义.通过无黏流计算方法计算轴对称喷管型面,并采用Sivells⁃Payne方法进行附面层修正及数值模拟,证明了计算出的型面满足马赫数设计要求.在结构设计上,采取了分三段的设计方法,更加能保证内型面的连续性和光滑性,以得到更加优质的流场结果.流场校测和标模试验结果表明:研制的马赫数4.5喷管速度场满足技术指标要求,标模试验数据规律、量值可信,可以为飞行器研制提供可靠的试验数据,为飞行器研制提供数据支撑.
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