超声速铲形进气道数值计算及试验研究

摘要：

为了研究超声速铲形进气道的气动特性，针对固定几何超声速铲形进气道，利用数值仿真计算及风洞试验，获得了来流马赫数Ma∞=2.5，3.0，3.5，4.0，攻角α=-6°，-3°，0°，3°，6°，8°以及侧滑角β=3°，6°的临界性能。研究结果表明该超声速进气道具有良好的攻角特性，随着攻角的增加，总压恢复系数和流量系数增加；6°侧滑角以内进气道总压恢复系数和流量系数变化量很小。该进气道与飞行器前体一体化设计，能够很好地适应大空域、宽马赫数范围工作需求。

关键词：飞行器/进气道一体化、冲压发动机、进气道、数值计算、风洞试验

分类号：V231.3(航空发动机（推进系统）)

在线出版日期：2014-09-24（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）

页数：共6页

页码：1162-1167