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一种带前体的高超声速矩转圆形进气道研究
引用本文:李璞,郭荣伟.一种带前体的高超声速矩转圆形进气道研究[J].航空学报,2009,30(4):625-629.
作者姓名:李璞  郭荣伟
作者单位:南京航空航天大学,能源与动力学院,江苏,南京,210016
摘    要: 对一种带前体的高超声速矩转圆形进气道开展了数值仿真及高焓脉冲风洞试验研究。结果表明:(1)来流马赫数为6时进气道出口马赫数为2.60,总压恢复系数为0.40,增压比为39.8,流量系数为0.769;来流马赫数为5时进气道出口马赫数为2.28,总压恢复系数为0.45,增压比为19.7,流量系数为0.643;(2)超声通流时,内通道上、下壁面静压大幅波动;(3)隔离段内较强的横向压力梯度使得进气道出口流场畸变较大;(4)前体横向溢流较大,对进气道性能不利;(5)数值仿真与实验结果吻合较好,验证了计算方法的可靠性。

关 键 词:航空航天推进系统  高超声速进气道  矩转圆形  前体  

Investigation of a Hypersonic Inlet with Rectangular-to-Circular Shape Transition and Forebody
Li Pu,Guo Rongwei.Investigation of a Hypersonic Inlet with Rectangular-to-Circular Shape Transition and Forebody[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2009,30(4):625-629.
Authors:Li Pu  Guo Rongwei
Institution:College of Energy and Power Engineering;Nanjing University of Aeronautics and Astronautics;Nanjing 210016;China
Abstract:A study is carried out on a hypersonic inlet with rectangular-to-circular shape transition and forebody using numerical simulation and high enthalpy wind tunnel test. Results indicate: (1) For the test condition of free stream Mach number 6, the total pressure recovery, pressure ratio and mass flow ratio of the inlet are 0.40, 39.8 and 0.769 respectively with a Mach number of 2.60 at the inlet exit, and at free stream Mach number 5 the total pressure recovery is 0.45, pressure ratio is 19.7, the mass flow r...
Keywords:aerospace propulsion system  hypersonic inlet  rectangular-to-circular shape transition  forebody  
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