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(guò)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(lái)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(lái)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(lái)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(lèi)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)  

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