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题名一种带前体的高超声速矩转圆形进气道研究
被引量:6
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作者
李璞
郭荣伟
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院
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出处
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009年第4期625-629,共5页
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文摘
对一种带前体的高超声速矩转圆形进气道开展了数值仿真及高焓脉冲风洞试验研究。结果表明:(1)来流马赫数为6时进气道出口马赫数为2.60,总压恢复系数为0.40,增压比为39.8,流量系数为0.769;来流马赫数为5时进气道出口马赫数为2.28,总压恢复系数为0.45,增压比为19.7,流量系数为0.643;(2)超声通流时,内通道上、下壁面静压大幅波动;(3)隔离段内较强的横向压力梯度使得进气道出口流场畸变较大;(4)前体横向溢流较大,对进气道性能不利;(5)数值仿真与实验结果吻合较好,验证了计算方法的可靠性。
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关键词
航空航天推进系统
高超声速进气道
矩转圆形
前体
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Keywords
aerospace propulsion system
hypersonic inlet
rectangular-to-circular shape transition
forebody
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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