本文關(guān)鍵詞：馬赫數(shù)可控的方轉(zhuǎn)圓高超聲速內(nèi)收縮進(jìn)氣道試驗(yàn)研究

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【摘要】：基于反正切馬赫數(shù)分布的彌散反射激波中心體軸對(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng),設(shè)計(jì)了方轉(zhuǎn)圓內(nèi)收縮進(jìn)氣道,并對(duì)其進(jìn)行自由射流試驗(yàn)和數(shù)值仿真,獲得該類進(jìn)氣道設(shè)計(jì)點(diǎn)的工作特性。試驗(yàn)結(jié)果表明:進(jìn)氣道頂板壓力分布具有反正切曲線特征,總體性能優(yōu)良且出口渦流區(qū)較小,上述設(shè)計(jì)方法可行有效。設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)出口總壓恢復(fù)系數(shù)達(dá)到0.561,增壓比為26.2,臨界反壓約為135倍來流靜壓,對(duì)應(yīng)的總壓恢復(fù)系數(shù)為0.210。當(dāng)帶4°攻角時(shí),進(jìn)氣道出口增壓比增加49.6%的同時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)降低了17.5%。
【作者單位】： 南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院;中國(guó)航天科技集團(tuán)公司西安航天動(dòng)力研究所;中國(guó)航天科技集團(tuán)公司西安航天動(dòng)力技術(shù)研究所;
【關(guān)鍵詞】： 內(nèi)收縮進(jìn)氣道 基準(zhǔn)流場(chǎng) 馬赫數(shù)分布規(guī)律 風(fēng)洞試驗(yàn) 截面漸變
【基金】：國(guó)家自然科學(xué)基金(90916029,91116001)~~
【分類號(hào)】：V211.48
【正文快照】： 網(wǎng)絡(luò)出版地址:www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160222.1127.006.html引用格式:李永洲,張X元,孫迪.馬赫數(shù)可控的方轉(zhuǎn)圓高超聲速內(nèi)收縮進(jìn)氣道試驗(yàn)研究[J].航空學(xué)報(bào),2016,37(10):2970-2979.LI YZ,ZHANG K Y,SUN D.Experimental investigation on a hypersonic inward tur，

本文編號(hào)：779221