非均勻流等壓比變后掠角高超側(cè)壓式進氣道研究

通過理論分析和風洞實驗,對工作在前體附面層內(nèi)的側(cè)壓式進氣道,研究了等激波壓比和等溢流角前提下側(cè)壓縮面的設計方法,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的非均勻流風洞實驗結果表明,等壓比和等溢流角設計的側(cè)壓式進氣道較通常的直前緣側(cè)壓式進氣道,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： 南京航空航天大學動力工程系,南京,210016  刊 名： 推進技術  ISTIC EI PKU 英文刊名： JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY  年，卷(期)： 1999 20(3)  分類號： V435.11 V211.48  關鍵詞： 非均勻流   進氣道試驗   高超聲速進氣道   風洞試驗  

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