非均勻流等壓比變后掠角高超側壓式進氣道研究

通過理論分析和風洞實驗,對工作在前體附面層內的側壓式進氣道,研究了等激波壓比和等溢流角前提下側壓縮面的設計方法,分析了6種不同的側壓縮型面在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壓式進氣道較通常的直前緣側壓式進氣道,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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