基于火箭橇的变马赫气流扩张通道研究

针对火箭橇气流通道装置开展设计与数值模拟研究。首先,将气流扩张通道内部划分为初始源流膨胀区、消波区和均匀流试验区,然后,应用Foelsch方法对初始膨胀段型线进行设计,采用基于轴线马赫数预设的特征线方法对过渡消波段进行设计,最后,针对扩张比为2.5的火箭橇气流扩张装置,在运行速度为1.5Ma、2Ma、2.5Ma和3Ma条件下开展数值模拟分析,结果表明,通道进口膨胀波随着运行速度的增加而减弱,1.5 Ma速度条件下的相对压力峰值为0.14 MPa,3 Ma速度条件的相对压力峰值为0.018 MPa,相对压力峰值下降约87%,使进口条件得到改善,最大马赫数模拟偏差为3.9%,静压模拟偏差为6.5%。