| 马赫数可控的方转圆高超声速内收缩进气道试验研究 |
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| 引用本文： | 李永洲,张堃元,孙迪.马赫数可控的方转圆高超声速内收缩进气道试验研究[J].航空学报,2016(10):2970-2979. |
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| 作者姓名： | 李永洲 张堃元 孙迪 |
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| 作者单位： | 1. 南京航空航天大学能源与动力学院,南京210016;中国航天科技集团公司西安航天动力研究所,西安710100;2. 南京航空航天大学能源与动力学院,南京,210016;3. 中国航天科技集团公司西安航天动力技术研究所,西安,710025 |
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| 基金项目： | 国家自然科学基金(90916029 |
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| 摘 要： | 基于反正切马赫数分布的弥散反射激波中心体轴对称基准流场,设计了方转圆内收缩进气道,并对其进行自由射流试验和数值仿真,获得该类进气道设计点的工作特性。试验结果表明:进气道顶板压力分布具有反正切曲线特征,总体性能优良且出口涡流区较小,上述设计方法可行有效。设计点时出口总压恢复系数达到0.561,增压比为26.2,临界反压约为135倍来流静压,对应的总压恢复系数为0.210。当带4°攻角时,进气道出口增压比增加49.6%的同时总压恢复系数降低了17.5%。
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| 关 键 词： | 内收缩进气道 基准流场 马赫数分布规律 风洞试验 截面渐变 |
Experimental investigation on a hypersonic inward turning inlet of rectangular-to-circular shape with controlled Mach number distribution |
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| Abstract: | |
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| Keywords: | inward turning inlets basic flowfield Mach number distribution wind tunnel test shape transition |
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