非均勻流等壓比變后掠角高超側(cè)壓式進(jìn)氣道研究

通過理論分析和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn),對(duì)工作在前體附面層內(nèi)的側(cè)壓式進(jìn)氣道,研究了等激波壓比和等溢流角前提下側(cè)壓縮面的設(shè)計(jì)方法,分析了6種不同的側(cè)壓縮型面在4種來流附面層中,波后壓力沿高度的變化規(guī)律和溢流角的變化規(guī)律.研究發(fā)現(xiàn),采用部分圓弧加直線為前緣.四次曲線為斜面后緣型線的側(cè)壓縮面,在4種非均勻來流下的特性較好.馬赫5.3的非均勻流風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明,等壓比和等溢流角設(shè)計(jì)的側(cè)壓式進(jìn)氣道較通常的直前緣側(cè)壓式進(jìn)氣道,在非均勻來流中喉道截面馬赫數(shù)分布均勻度好,總壓恢復(fù)略高.

作 者： 張()元 馬燕榮 徐輝 Zhang Kunyuan Ma Yanrong Xu Hui   作者單位： 南京航空航天大學(xué)動(dòng)力工程系,南京,210016  刊 名： 推進(jìn)技術(shù)  ISTIC EI PKU 英文刊名： JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY  年，卷(期)： 1999 20(3)  分類號(hào)： V435.11 V211.48  關(guān)鍵詞： 非均勻流   進(jìn)氣道試驗(yàn)   高超聲速進(jìn)氣道   風(fēng)洞試驗(yàn)  

【非均勻流等壓比變后掠角高超側(cè)壓式進(jìn)氣道研究】相關(guān)文章：

馬赫數(shù)對(duì)側(cè)壓式高超音速進(jìn)氣道及等直隔離段三維內(nèi)流場(chǎng)的影響的數(shù)值分析04-27

高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)特性數(shù)值研究04-27

高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)特性數(shù)值研究04-27

埋入式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)04-26

抽吸位置對(duì)高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)性能的影響04-26

進(jìn)氣道俯仰振蕩狀態(tài)的非定常數(shù)值仿真04-27

高超聲速驗(yàn)證飛行器助推分離段流場(chǎng)數(shù)值研究04-26

基于響應(yīng)面模型的二維高超聲速進(jìn)氣道優(yōu)化04-27

可調(diào)幾何腹部進(jìn)氣道設(shè)計(jì)研究與思考04-27

高超聲速電離繞流的數(shù)值模擬04-27