對(duì)帶等直隔離段的咽式進(jìn)氣道進(jìn)行Ma 5飛行條件下流場(chǎng)的數(shù)值模擬,對(duì)比起動(dòng)狀態(tài)反壓對(duì)內(nèi)部復(fù)雜的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及性能參數(shù)的影響,分析高反壓引起的進(jìn)氣道不起動(dòng)現(xiàn)象與機(jī)理.研究表明,起動(dòng)狀態(tài)下隔離段中激波串主要在俯仰方向上發(fā)展且不對(duì)稱性明顯,激波串出現(xiàn)初期進(jìn)氣道/隔離段的性能參數(shù)變化最快,超聲速主流受到附面層擠壓偏向隔離段底部和中心軸線的偏航兩側(cè).高反壓引起咽式進(jìn)氣道不起動(dòng)后,分離結(jié)構(gòu)被限制在俯仰壓縮段,流量損失主要發(fā)生在側(cè)向唇口,偏航壓縮段內(nèi)均為亞聲速、高溫高壓氣流.由于高內(nèi)收縮比和幾何構(gòu)型影響,僅采用降低反壓的方式難以實(shí)現(xiàn)再起動(dòng).

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【文章目錄】：
1 計(jì)算模型
2 數(shù)值方法
3 結(jié)果與分析
    3.1 咽式進(jìn)氣道起動(dòng)
        3.1.1 最大工作反壓和極限反壓
        3.1.2 附面層與流動(dòng)分離
        3.1.3 性能參數(shù)
    3.2 咽式進(jìn)氣道不起動(dòng)
        3.2.1 不起動(dòng)流場(chǎng)
        3.2.2 再起動(dòng)問題
4 結(jié)論



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