亚声s型进气道模型吹风试验特性的研究
高超声速进气道的设计、计算与实验研究
2、计算机模拟作为一种重要的研究手段，可以有效地预测和优化高超声速 进气道的性能。通过流体力学软件和商业软件的二次开发，可以实现进气道的参 数化设计、结构优化和性能预测等功能。
3、实验研究是高超声速进气道设计的重要环节，可以验证设计的有效性和 可靠性。通过实验设备的搭建、实验流程的制定和实验数据的采集与分析，可以 全面评估进气道的性能表现、稳定性和适应能力等方面的指标。
实验设备搭建需要依据进气道的实际工作场景，通常包括风洞、传感器、数 据采集系统和实验模型等。风洞主要用于模拟飞行过程中的气流环境，传感器用 于监测进气道的工作状态，数据采集系统用于记录实验数据，实验模型则用于展 示进气道的设计效果。
实验流程的制定需要遵循一定的规范和标准，以确保实验结果的准确性和可 靠性。通常包括实验前的准备、实验过程的控制以及实验数据的处理等。
然而，高超声速进气道的设计、计算与实验研究仍然存在一些问题和挑战。 例如，如何进一步提高进气道的效率、降低成本并缩短研发周期仍需进一步探讨 和研究。此外，实验设备和实验方法也需要不断更新和完善，以适应更高速度和 更复杂环境下的研究需求。
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高超声速进气道的设计、计算 与实验研究
目录
01 高超声速进气道设计 的基本原理和方法
03
高超声速进气道的实 验研究
02高超声速进气道的计 源自机模拟随着航空航天技术的快速发展，高超声速飞行器成为当今研究的热点之一。 高超声速进气道作为飞行器的重要部件，对其设计、计算与实验研究显得尤为重 要。本次演示将围绕高超声速进气道的设计、计算与实验进行研究，旨在为相关 领域提供参考和借鉴。
基于商业软件的二次开发则主要是为了提高进气道的适应性、降低成本以及 缩短研发周期。常用的商业软件包括ANSYS、SolidWorks和CATIA等，这些软件 可以通过二次开发，实现进气道的参数化设计、结构优化和性能预测等功能。
激波系类超声速进气道减压分析
激波系类超声速进气道减压分析摘要：本文就三类激波系类超高声速进气道，外压式进气道、内压式进气道、混合式进气道的减压原理进行对比分析。
分析激波系组成及和有利位置。
关键词：激波系超声速进气道当飞机作超声速飞行时，相对于飞机而言气流也是以超声速流向飞机的。
而发动机的进口需要的是亚声速气流，因此超声速气流必须经过进气道减速为亚声速气流，并且保持良好的性能。
所以，超声速进气道的基本工作原理是形成合理分布的激波系和内通道构型，并主要通过该激波系来对气流进行减速增压。
在高马赫数的范围内，为避免高强度正激波带来的总压损失和外部阻力剧增，必须采用合理分布的激波系来进行减速增压，这也是其被称为激波系类超声速进气道的原因。
1超声速进气道减压原理飞机在超声速飞行时，进入飞机进气道的是超声速气流，如果仅仅采取一道脱体正激波对气流进行减速，虽然能达到减速增压的目的，但损失较大，不能满足现代高性能飞机发动机的要求。
所以，需要用强度较弱、总压损失更小的多道斜激波来替代脱体正激波，使超声速气流先经过一系列的斜激波逐渐减速，最后再经过一道强度较弱的正激波而减速为亚声速气流。
要形成合理的激波系，就需要在进气道的进口处通过流道的几何变化形成阻滞型面。
2超声速进气道分类根据超声速气流减速过程的相对位置来分。
按照设计状态下超声速气流减速为亚声速的过程相对于进气道唇口的位置，可把超声速进气道分为 3 种类型：即外压式、内压式和混压式超声速进气道，如图2所示。
图1 外压式、内压式、和混合式超声速进气道示意图2.1外压式进气道外压式进气道，如图1（a）所示。
其特点是激波系位于进气道唇口以外，超声速气流减速为亚声速的增压过程全部在进气道唇口外部完成，内部流道中没有激波，故又称为外部冲压式超声速进气道。
在飞行中，气流在到达唇口之前先经过了斜激波的预压缩，使气流减速为马赫数稍大于 1.0 的低超声速，然后再经最终的正激波压缩而降为亚声速气流。
其中，一道斜激波加一道正激波的称为二波系进气道；二道斜激波加一道正激波的叫做三波系进气道，以此类推。
超音速进气道三维流场数值仿真与性能分析
例， 不仅要求其具有攻击 防区外远程或超 远程敌 方纵深 目标
的能力 ， 还要求其提高 自身 战场主动权 和火 力系统 的 自身生 存能力 。因此 ， 提高传统弹药 的射程 问题 已经成 为当今 战术 武器研究 的新 热点 ， 并受到世 界各 国的重视 。冲压发动 机凭 借其构 造简单 、 量轻 、 积小 、 重 体 推重 比大 、 成本 低等 一 系列
Ｗ ＡＮＧ Ｘｉｏ～ｒｎ ＪＡＮ Ｇｅ ａ ｏ ｇ，Ｉ Ｇ ｎ—ｚ ｕ， ＨＯＵ Ｃ ａ ｇ—ｓ ｅ ｇ ｈ Ｚ ｈｎ ｈｎ
（ ｏ ｅｅｏ ｅｈｎｃｌ ｎ ｉｅｒ ｇ Ｎ Ｕ Ｔ， ａｊ ｇＪ ｎ ｓ １０ ４ ｈｎ ） Ｃ ｌ ｇ ｆＭ ｃ ａｉ ｇ ｅｉ ， Ｊ Ｓ Ｎ ｎｉ ｉ ｇｕ２ ０ ９ ，Ｃ ｉａ ｌ ａＥ ｎ ｎ ｎ ａ ＡＢ Ｔ ＡＣＴ：ｏｍｎｍｉ ｅｉａ ｃｓ ｆａ ｊｔ ｓｉｅ ｒ ｅｔｅａｄｅｐｃ ｌ ｐｒ ｎｃｉ ｅ ｃｎｉ ｒｖ ｅｆｅ ＳＲ Ｔ ｉｉ ｚ ｒｓ ｔ ｅ ｍｅ ａｓ ｔ ｐｏ ｃｉ ｎ ｓｅｉ ｌ ｓ ｅｓ ｉ ｎ ｔ ａ ｏｅ ｈ ｒ ｅ ｓｎ ｏｒ ｓｄ ｊ ｌ ａｙ ｕ ｏ ｌ ｍｐ ｔ ｉ
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式 中， 西为通用变量 ， 代表 ／Ｖ 、 Ｚ 、 Ｔ等求解 变量 ； 为广 义扩 ． ， Ｆ 散系数 ； 为广义源项。 定常情况下 ，
数值计算方法采用有 限体积法 ， 对式 （ ）中的对流项 采 １ 用二阶迎风离散格式进行离散 ， 对粘性项 采用 中心差分格式 离散。 初始条件处处为常数 即等 于来流 条件。 １边 界条件 进５ １ 设为压力远场 。 口边 界条件 ， 出 对于超声速一律外 推 ； 面采 壁 用无滑移绝热 固壁条件 ， ｕ ＝ ＝Ｗ ＝０ 即 。
冲压发动机加速阶段进气道内动态特性
发 动机 的燃 烧室 ， 大大 提高 导 弹 的容积 利 用 率 ， 这 能 但
的 ， 频 率 成 分 在 扩 压 器 长 度 增 大 时 消 失 。Ｌ 高 ｕＰ Ｊ
样 就必 须 在 冲 压 发 动 机 燃 烧 室 的 入 口端 安装 密 封 堵 等 数值 分 析 了冲压 发 动机进 气道 喘 振现象 。结果 表 喘振 来 自进 口处 的 局 部 流动 不 稳 定 以及 气 室 中的 盖， 亦称 为进 气道 出 口堵 盖 。在导 弹 助推 飞行 阶段 ， 进 明 ， 研 气 道 内通道 被 出 口堵 盖 封 闭 ， 流 动 涉 及 进 气 道 的一 声 学振 荡 。刘 占生 等 采用 数 值 模 拟 方 法 ， 究 了某 其 超 声速 进气 道结 构 的 自激 振 荡 现 象 ， 析 了振 荡 时 进 分 些 非稳定 工 作 特性 ， 整 体式 固 冲发 动 机 的工 作 有 非 对
固冲发 动机助 推 加速 过 程 中的典 型 飞行 马赫 数 ， 得 可
幅 于关闭状态 ； 助推结束后 ， 通过转级指令将进气道出口 到 进气道 出 口堵 盖打 开 前 进气 道 内的振 荡 频 率 、 度 处堵 盖打开 ， 来流 空气通 过进 气道进 入 二次 燃烧 室 ， 进 及其 变化 规律 。 工况 １ 进气 道 内监控点 压强 随时 间 的变 化 曲线 如 而转换 为 冲压 阶段 。
Ｋｅ ｏｄ ： ｔｇ ｔｄｒｍ ｅ ｅ ￣ ｅ ｄｎ ｍｃｃ ａａｔｒｔ ｓｐｅｓｒ ｏｃｌｔ ｎ ｎ ｍ ｒ ａ ｓ ｌ ｉ ；ｉｄｔｎｅ ｔ ｔ ｙｗ ｒ ｓｉ ｅｒ ｅ ｊｔ ｎ ｎ ；ｙ ａ ｉ ｈｒｃｅ ｓｃ ；ｒｓ ｅ ｓｉａｏ ；ｕ ｅｉ ｌ ｉ ａ ｏ ｗｎ ｎｌｅ ｎ ａ ａ ｉｉ ｕ ｌｉ ｃ ｍｕ ｔ ｎ ｕ ｓ
参考资料 - 发动机进排气系统及其设计
以涡扇发动机排气系统为例：
⚫ 内外涵两股排气：低温的外涵空气流和高温的内涵燃气流。
⚫ 排气方式： 混合排气：常用在低涵道比发动机上，长外涵，两股气流
由内部混合器充分混合后排出。有利于降低噪音。 分开排气：用于高涵道比发动机上，短外涵，两股气流排
出后于大气中混合。 见下图：
发动机排气系统分类：
发动机排气系统
乘波飞行理论：对于一个尖楔体，以高速飞机上常见 的尖劈翼型为例，当它超音速飞行时，必然在机翼下方产 生一道从前缘开始的斜激波，气流在经过斜激波后会形成 一个压力均匀的高压区，且此翼下高压区不受翼上低压区 的影响（而常规机翼由于绕翼型环流的存在翼上下搞低压 区相沟通），因此将会产生很高的升力，整个飞行器好像 乘在激波上，乘波飞行由此得名。
由于“启动”问题的限制，即使进气道前的脱体激波 移动至喉部下游稳定位置，阻碍了其实际的运用。
◆ 外压式进气道
由外罩和中心体组成，如下图2-2所示，利用中心体 产生的一道或多道斜激波再加上唇口处一道正激波使超音 速气流变为亚音速气流而减速增压。
结构简单，工作稳定性好，飞行马赫数在2.5以下的飞 机多采用此类型进气道。
➢ 将涡轮排出的燃气以一定的速度和要求的方向排入大气， 产生推力。
➢ 对涡喷发动机，涡轮后排气流产生全部推力；对涡扇发动 机，风扇排气产生主要推力，涡轮排气产生部分推力；对 涡桨发动机，排气流产生的推力更少，主要是靠螺旋桨产 生拉力。
➢ 从涡轮出来的排气流，因有高速旋流，为了降低摩檫损失， 通常将排气锥和外壁之间的通道设计为扩散的，气流流速 降低、压力升高。涡轮后部支板对气流进入喷管之前整流， 避免旋涡损失。
◼ 内部流动损失
➢ 粘性摩擦损失
由于进气道内壁面与气流之间的摩擦力所引起的，因 此内壁面应做得尽可能的光滑, 以减小摩擦损失。
平面叶栅特性7
一、平面叶栅的实验介栅实验及应用
平面叶栅实验台
叶轮机械原理
——第四章 轴流压气机平面 叶栅实验及应用
二、平面叶栅的实验过程介绍
在进行平面叶栅试验前，将叶片按照所要求的稠度和 安装角固定在圆盘上，转动叶栅圆盘可以改变来流和 叶栅的相对位置，从而改变攻角，控制气源压气机的 出口总压可以控制来流马赫数Ma1的变化。 对应每一个来流条件，测出并记录栅前和栅后的气动 参数，利用上面讲述的公式算出叶栅性能参数。改变 来流条件并作测量和计算，便可获得叶栅的气动性能 曲线 在低来流马赫数条件下（Ma1<0.4~0.6），叶栅性能只 取决于攻角，被称为平面叶栅的攻角特性或称为平面 叶栅的正常特性。
叶轮机械原理
——第四章 轴流压气机平面 叶栅实验及应用
叶轮机械原理
——第四章 轴流压气机平面 叶栅实验及应用
叶轮机械原理
——第四章 轴流压气机平面 叶栅实验及应用
叶型和平面叶栅的几何参数 一、叶型的几何参数
平面叶栅是由很多个 几何形状相同并按照一 定要求和相隔一定距离 排列起来的叶型组成的， 现讨论由哪些几何参数 来确定叶型。
叶轮机械原理
——第四章 轴流压气机平面 叶栅实验及应用
3、叶栅稠度τ： 稠度τ等于弦长和栅距t的比值，即τ=b/t， 表示叶栅相对稠密的程度，也叫叶栅实度。
4、几何进口角β1k和几何出口角β2k ： 分别是中弧线在前缘点A和后缘点B处的切线和 额线的夹角。它们可由叶型的前后缘角X1和X2以及 安装角βy计算出来。这两个角度是确定气流在叶 栅进口处和出口处方向的参考基准。
——第四章 轴流压气机平面 叶栅实验及应用
2、中弧线 （1）圆弧中弧线
叶轮机械原理
——第四章 轴流压气机平面 叶栅实验及应用
第三章 进气道压气机涡轮
第3章进气道、压气机和涡轮inlet 、Compressor and turbine第3.1节进气道Inlet一. 概述(Introduction)进气道的作用是引导外界空气进入压气机。
对进气道的要求是使气流流经进气道时具有尽可能小的流动损失，并使气流在进气道出口处(即压气机进口处)具有尽可能均匀的气体流场。
进气道前方气流的速度是由飞机的飞行速度决定的，而进气道出口的气流速度是由发动机的工作状态决定的，一般情况下两者是不相等的。
进气道要在任何情况下满足气流速度的转变。
进气道进出口气流状态瞬息万变，而进气道的形状不可能随着变化，因此，空气流经进气道时产生流动损失是不可避免的。
进气道的流动损失用进气道总压恢复系数σi来表示:(3.1-1)式中p2* ─ 进气道出口截面的总压；p1* ─ 进气道前方来流的总压。
根据压气机进口截面的流量公式：(3.1-2) 可以看出，当发动机工作状态不变时(q(λ2)为定值)，进气道流动损失的大小改变了气流总压p2*，直接影响进入发动机的空气流量qma，从而影响发动机推力的大小。
因此设计进气道时应该尽可能减小气流的总压损失。
对进气道最基本的性能要求是：飞机在任何飞行状态以及发动机在任何工作状态下，进气道都能以最小的总压损失满足发动机对空气流量的要求。
二. 亚声进气道(Subsonic Inlet)亚声进气道是为在亚声速或低超声速范围内飞行的飞机所设计的进气道。
它的进口部分为圆形唇口，进气道内部通道为扩张通道，使气流在进气道内减速增压。
图3.1.1 亚声速进气道简图使用亚声进气道的喷气飞机其飞行速度可达到或略超过声速(约为300～350m/s)，与之相比，压气机进口的气流速度往往较低，一般轴流压气机进口处气流速度为180～200m/s。
因此，迎面气流在进入压气机前需要在进气道中减速扩压，气流减速不一定都要在进气道内部进行，因为，若进气道内部扩张角太大，容易使气流分离造成总压损失，所以往往使气流在进气道前方就开始减速扩压，进气道前方气流的减速扩压过程可以近似的认为是理想绝热过程。
自由射流试验中超声速进气道流场的数值研究
自由射流试验中超声速进气道流场的数值研究侯亚君;徐让书;王键灵;王娟娟【摘要】应用CFD方法,通过特征线法设计超声速喷管,在喷管出口形成超声速进气道高空飞行时的工作环境.分析不同马赫数下喷管出口马赫数分布情况,发现出口核心区存在于距离喷管出口壁面垂直方向3倍边界层位移厚度的位置.简要分析了二元超声速喷管出口马赫数分布情况.将自由射流模型模拟结果与模拟飞行模型模拟结果进行比较.进气道进口斜激波分布基本一致,分布合理,与理论吻合较好,喷管的射流满足高空模拟试验要求.【期刊名称】《沈阳航空航天大学学报》【年(卷),期】2014(031)006【总页数】6页(P19-23,30)【关键词】高空试验模拟;自由射流;超声速进气道;数值计算【作者】侯亚君;徐让书;王键灵;王娟娟【作者单位】沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟航空科技重点实验室,成都610500【正文语种】中文【中图分类】V216.8航空发动机的气动热力问题、机械系统问题、匹配性问题及控制规律问题等都必须通过高空台模拟试验进行充分的调试和验证[1]。
航空发动机模拟高空试验主要有直接连接式模拟高空试验、自由射流式模拟高空试验和推进风洞高空试验。
直连式高空模拟试验只在发动机进口建立所要模拟的飞行高度和飞行速度所对应的进气道出口总温、总压和发动机质量流量，无法模拟进气道内流动。
自由射流模拟高空试验所需气源供气量和抽气量约为发动机空气质量流量的2～3倍，与推进风洞试验相比较，解决飞机进气道-发动机相容性问题的效果接近，而耗能仅是后者的15%～25%[4]。
目前对超声速自由射流和超声速进气道研究较多[5-14]，对发动机高空模拟超声速进气道试验自由射流的研究比较少。
本文采取数值仿真方法，对带超声速进气道的发动机高空模拟自由射流试验的流场进行数值模拟。
高超声速飞行器二元进气道试验和计算
高超声速飞行器二元进气道试验和计算焦子涵;邓帆;袁武;王雪英;陈林;董昊【摘要】The performances of a two⁃dimensional inlet with hypersonic cruise vehicles configuration were investigated by wind tunnel experiments and CFD simulations in this article. A hypersonic cruise vehicle integrated aerodynamics and propulsion was de⁃signed. CFD simulations and two wind tunnel tests were carried out in two different wind tunnels to examine the hypersonic perform⁃ances of the inlet. Though analyzing the results of the first wind tunnel experiment, an improved test scheme was carried out. The pressure measuring experiments results show that:The inlet was able to start under free stream mach number from 5.0 to 6.0 atin⁃terval of 1.0 , even considering the yaw angle of 4°. The total pressure recovery coefficient and mass flow ratio of the inlet satisfied the requirements of design through analyzing the monitoring results. The total pressure recovery coefficient of the inlet decreased as the mach number of flow increased, mass flow ratio increased linearly as the angle of attack increased; the total pressure recovery coefficient and the mass flow ratio of experiment agreed well with the CFD results, even the angle of attack is more than 4°. There were differences of the changing trend of total pressure recovery coefficient and mass flow ratio between the two experiment results when the angle of attack is more than 4° because of the differences of the two test scheme, the problem of departure from the regular changing trend was solved after improving the test scheme.%设计了一种吸气式面对称高超声速飞行器，针对进气道性能，分别在两座风洞开展通流试验研究。
大型亚声速风洞试验段设计的新概念
大型亚声速风洞试验段设计的新概念
战培国
【期刊名称】《航空科学技术》
【年(卷),期】2012(000)004
【摘要】用一个亚声速引导性风洞的研究数据揭示了常规开口试验段设计中存在
的问题及一些解决方法；介绍了国外亚声速风洞开口试验段设计的新概念，使风洞试验段允许的模型堵塞度从10%提高到20%，大幅度降低风洞的建造和运营成本，为国内未来大型亚声速风洞建设的创新设计提供参考。
【总页数】4页(P69-72)
【作者】战培国
【作者单位】中国空气动力研究与发展中心
【正文语种】中文
【相关文献】
1.高亚声速二维风洞收缩段的设计 [J], 吴寿荣
2.大型民用飞机的气动设计特点及对风洞试验的需求 [J], 蒋增;李玉侠;秦加成
3.结冰风洞试验段上壁面自动顶盖装置设计与应用 [J], 熊建军;梁鉴;郭龙;赵照;冉
林
4.风洞试验用大型高压气罐的设计 [J], 赵文学;王帆;黄卢太;杨益光;刘波
5.结冰风洞试验段转盘控制系统设计与应用 [J], 熊建军;冉林;赵照;张鸿健;李自雨因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
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亚声s型进气道模型吹风试验特性的研究
摘要：本文旨在探讨亚声s型进气道模型吹风试验的特性。
首先，通过数值模拟研究不同流量条件下进气道内温度场和压力分布，并对结果进行分析，发现在较高出口压力时，出口温度与流量有较好的相关性，而在较低出口压力下，进气道温度分布呈现出局部波动性特征；其次，通过风洞实验研究了不同风速下进气道内流动特性，发现进气道内压力、温度的变化均呈周期性规律，且随风速的升高，对应的周期变化也会随之增强；最后，研究了进气道尾部流场和通过量的分离规律，发现当流量较低时，尾部流场出现结构性变化，从而导致流量分离；当流量偏低或偏高时，循环区域出现较大变化，出口流量趋于稳定. 综上所述，本文研究的亚声s型进气道模型吹风试验的
特性可用于代表发动机进气道内流动情况，为进一步研究发动机性能提供参考。
关键词：亚声s型进气道；吹风试验；温度场；压力分布；流
量分离
正文：
1. 引言
近年来，随着发动机总体结构的变化和发动机特性的不断改善，发动机内部空气流动情况变得越来越复杂，进而对发动机性能有着越来越大的影响，因此发动机内部流动特性的研究受到了越来越多的关注 [1,2]。
本文以亚声s型进气道模型为研
究对象，研究了不同出口压力下进气道内温度场和压力分布，以及不同风速下的进气道内流动特性，以及进气道尾部流场和通过量的分离规律。
2. 数值模拟
首先，采用CFD软件（Fluent）将亚声s型进气道模型的内
部流动情况进行数值模拟，以研究不同出口压力下进气道内温度场和压力分布的特性，以及温度和流量的相互关系。
模型采用了网格流动双精度解算，网格划分采用brief-body划分策略，有效节点数3.3千万，将进气道设置为周期边界条件，进气口
设置为恒定流量，出口方向设置不同的出口压力（0.2MPa、
0.4MPa和0.6MPa），此外，选取流量范围为2~8kg/s，共计
研究了9组不同流量条件。
结果表明，在较高出口压力（如
0.6MPa）时，可以看出出口温度随流量的增加而增加的趋势，并且存在较好的相关性，而在较低出口压力（如0.2MPa）下，进气道温度分布出现较大的波动性。
3. 风洞实验
为进一步验证以上结果，在亚声研发中心风洞实验室，进行了不同风速下的吹风试验。
试验采用了亚声s型进气道模型，
选取了15m/s和20m/s两个风速进行检测和比较，每个流量状
态下采集200次数据，结果显示，当风速升高时，进气道1.应用
基于上述研究结果，可以为相关应用提供有力支撑。
首先，
由于模型采用了定常流动计算，数值模拟方法可以为进气道尾部减阻装置的设计提供参考，对其优化设计有着重要意义；其次，实验结果表明，当风速升高时，进气道尾流分离更为严重，因此，在实际设计时，应注意考虑风速的大小，以免导致状态不稳定的飞行风险。
此外，由于温度分布与流量之间存在良好
的相关性，因此，在进气道工作状态的分析上更加精确，可以为机载航空器设计提供依据。
4. 结论
通过分析不同出口压力和风速下，亚声s型进气道的内部温度场和压力分布，以及尾部流场的分离规律，可以得出以下结论：
(1) 在高出口压力（如0.6MPa）时，出口温度随流量的增加而增加，而低出口压力（如0.2MPa）时，进气道温度分布出现较大的波动性；
(2) 风速升高会导致进气道尾部流场分离更为严重；
(3) 温度分布与流量之间存在良好的相关性，可作为机载航空器设计依据。
综上，本文以亚声s型进气道为研究对象，分析了不同出口压力和风速下的进气道内温度场和压力分布，以及尾部流场的分离规律，为相关应用提供有力支撑。
5.展望
本文仅考虑了一种单一的进气道，实际应用中还有其他复杂场景，如与周围物体相互影响的多进气道系统，或者不同进气道混合工况。
因此，展望未来，以更高效、更复杂的模型和技术，对进气道的温度场、压力分布及尾流分离进行更深入的研究，将有助于进一步优化机载航空器设计。
6. 小结
本文通过采用定常流动计算，对亚声s型进气道的内部温度场和压力分布及尾部流场的分离规律进行了数值模拟，其结果表明：高出口压力（如0.6MPa）时，出口温度随流量的增加而增加；风速升高会导致进气道尾部流场分离更为严重；温度分布与流量之间存在良好的相关性，可作为机载航空器设计依据。
因此，建议未来采用更高效、更复杂的模型和技术，进一步研究进气道温度分布、压力分布及尾流分离，以优化机载航空器设计。
7.总结
本文采用定常流动计算模型，详细分析了不同出口压力及风
速下进气道的内部温度场和压力分布，以及尾部流场的分离规律。
实验结果表明，当出口压力大于0.6MPa时，出口温度随
流量的增加而增加；当风速升高时，进气道尾部流场分离更为严重；温度分布与流量之间存在良好的相关性，可作为机载航空器设计依据。
从而可以为进气道尾部减阻装置的设计提供参考，对其优化设计有着重要意义。
未来，建议采用更高效、更复杂的技术和模型，以进一步优化机载航空器设计。
8.结论
本文以亚声s型进气道为研究对象，采用定常流动模型，分
析了不同出口压力下温度场、压力分布及尾部流场的分离规律，发现了出口压力大于0.6MPa时，出口温度随流量的增加而增加；当风速升高时，进气道尾部流场分离更为严重；温度分布与流量之间存在良好的相关性，可作为机载航空器设计依据。
因此，研究结果可以为未来机载航空器的设计优化及尾部减阻装置的设计提供参考，以提高机载航空器的性能和效率。