高超侧压进气道溢流方案的改进与分析
基于激波形状控制的高超声速轴对称进气道设计
基于激波形状控制的高超声速轴对称进气道设计程林【摘要】文中主要针对基于二次流控制的高超声速轴对称可调进气道,给出了其具体的流道实现方案,完成了进气道设计工作.而后通过全流道仿真分析,检验了该可调进气道在非设计点的工作情况,获得了其工作特性,仿真说明文中设计的进气道具有良好的工作性能.【期刊名称】《应用能源技术》【年(卷),期】2018(000)009【总页数】2页(P7-8)【关键词】高超声速;进气道;可调;二次流;激波控制【作者】程林【作者单位】中国民航飞行学院【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言高超声速可调进气道的研究具有很高的学术研究价值，同时在军事、航天等领域有着广泛的应用，对高超声速飞行器的性能提升起到很大的推动作用，是国内外航空航天领域研究的一个热点。
目前高超声速气动可调进气道设计基本可分为两类，一类是变几何高超声速进气道，另一类是定几何可调进气道。
针对变几何进气道，国外已经开展了较多研究，如HYPR伞状进气道[1]、压缩面轴向可调进气道[2]、ATREX 中心锥位置可调进气道[3]、GTK 半圆形变几何进气道[4]和多级圆盘可调轴对称进气道[5]等。
这类进气道主要通过机械传动装置实现对进气道关键型面(如压缩面)的控制，或者通过移动中心体等方式直接改变喉道面积。
然而，变几何进气道因其固有的机构复杂、增加发动机重量、可靠性等问题，在近些年的研究中大部分项目都转向定几何气动可调进气道的研究。
为了克服变几何进气道的弱点，越来越多的专家学者和研究机构转向探索定几何气动可调进气道以寻求突破点。
定几何气动可调进气道基本原理均是通过在不改变进气道几何结构的前提下实现对压缩波系的控制，以达到改善进气道气动性能的目的。
另外，美国学者Richard 和Jeff 等对高超声速进气道口部波系的射流控制概念进行了研究[6]，结果表明可以对进气道的口部波系进行有效调节。
该方案通过在前体压缩面前设置射流喷口，在压缩面表面形成与自由来流的接触面，通过调节来流与射流的压比达到调节接触面角度的目的，从而改善进气道捕获气流的能力。
ATR进气道改进设计及其超声速性能快速预估
2020年第3期 导 弹 与 航 天 运 载 技 术 No.3 2020 总第374期 MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.374收稿日期：2020-04-15；修回日期：2020-05-03文章编号：1004-7182(2020)03-0049-06 DOI ：10.7654/j.issn.1004-7182.20200310ATR 进气道改进设计及其超声速性能快速预估蒲晓航，蔡 强，常 浩，黄慧慧，王雪坤（中国运载火箭技术研究院，北京，100076）摘要：传统弹用ATR 进气道一般为后置“X 型”四旁侧二元混压式进气道。
为得到构型适宜、性能优越的弹用ATR 进气道，采用混压式进气道内外压缩角约束松弛的方法对ATR 进气道进行改进设计，改进后进气道抗背压能力、总压比和总压恢复系数均提升50%左右。
为快速分析特定来流和背压组合工况下的进气道性能，针对改进后的弹用ATR 进气道建立了进气道超声速性能快速预估模型，预估模型无需识别进气道喉道和亚声速扩压段是否含有正激波。
与三维数值仿真结果相比，进气道性能预估模型计算的总压恢复系数在绝大多数来流及背压组合工况下的计算误差不超过10%。
ATR 进气道超声速性能预估模型精度可以满足工程论证需求。
关键词：ATR 进气道；改进设计；快速预估模型；数值分析 中图分类号：V435 文献标识码：AImproved Design and Rapid Supersonic Performance Estimation foran ATR Engine InletPu Xiao-hang, Cai Qiang, Chang Hao, Huang Hui-hui, Wang Xue-kun(China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)Abstract: A 2D postpositional mixed-compression supersonic inlet with sweep forward high-light and X-type configuration ischosen for ATR-powered missiles. A new design method by relaxing the angle constraint of the mixed-compression inlet improves the inlet’s main performance by at least 30%. Two different estimation models are developed to assess the inlet performance in different working conditions. The preliminary model encounters a contradiction of judging the throat operating condition. The advanced model estimates the performance of throat and subsonic diffuser together. A comparison of the total pressure recoveries calculated by the advanced model to 3D CFD results shows good agreement in most working conditions considered. However, the numerical mass flow coefficients are more conservative than those obtained by the estimation method. A certain level of difference is also seen in the estimation of the maximum backpressure the inlet can resist. The estimation model is helpful to quickly predict the ATR inlet performance, to optimize the geometry, and to match with the compressor.Key words: ATR inlet; improved design; rapid performance estimation; numerical simulation0 引 言ATR 是一种吸气式涡轮基组合循环动力装置。
南航进气道研究生仿真
南航进气道研究生仿真近年来，南航进气道仿真技术的研究取得了重要进展。
进气道是飞机发动机的重要组成部分，其性能直接影响着飞机的飞行效果和安全性。
因此，对进气道进行研究和仿真分析，对于提高飞机性能和保障飞行安全具有重要意义。
进气道的仿真研究可分为两个方面：一是对进气道内部流场的仿真分析，二是对进气道外部流场的仿真分析。
对于进气道内部流场的仿真分析，主要关注的是气流在进气道内的流动特性。
通过建立数学模型，采用计算流体力学（CFD）方法进行仿真计算，可以得到进气道内部的各项物理量的分布情况，如流速、压力、温度等。
这些仿真结果对于进气道的设计优化和性能评估具有重要参考价值。
此外，还可以通过仿真计算，研究不同进气道结构对流场的影响，优化进气道的设计，提高其气动性能。
对于进气道外部流场的仿真分析，主要关注的是进气道周围的气流流动特性。
进气道周围的气流流动情况直接影响着进气道的进气效果和阻力特性。
通过建立数学模型，采用CFD方法进行仿真计算，可以得到进气道周围气流的速度分布、压力分布等信息。
这些仿真结果对于优化进气道的外形设计，减小进气道周围气流对进气道的干扰，提高飞机的进气效果具有重要意义。
南航进气道研究生仿真的研究内容主要包括进气道内部流场的仿真分析和进气道外部流场的仿真分析。
通过对进气道内部和外部流场的仿真计算，可以得到进气道的流动特性和周围气流的流动特性，为进气道的设计优化和性能评估提供参考依据。
在进气道内部流场的仿真分析中，需要建立进气道的几何模型和数学模型，选择合适的计算网格和求解算法，进行仿真计算。
通过计算得到的流场数据，可以分析进气道内气流的速度分布、压力分布、温度分布等信息。
这些数据对于进气道的设计和优化具有重要意义。
在进气道外部流场的仿真分析中，需要建立进气道周围的几何模型和数学模型，选择合适的计算网格和求解算法，进行仿真计算。
通过计算得到的流场数据，可以分析进气道周围气流的速度分布、压力分布等信息。
高超声速进气道流场的数值模拟
（ ｌ ｇ ｆＡｅｏ ｐ ｃ ｇｎ ｅｉ ｇ Ｃｏｌ ｅｏ ｒ ｓ ａｅＥｎ ｉｅ ｒｎ ，Ｎａ ｊ ｇ Ｕｎｖ ｒｉ ｆＡｅ ｏ ａ ｔｃ ｅ ｎｉ ｉｅｓｔ ｏ ｒ ｎ ｕ ｉｓ＆ Ａｓｒ ｎ ｕ ｉｓ ｎ ｙ ｔｏ ａ ｔ ，Ｎａ ｊ ｇ，２ ０ １ ｃ ｎｉ ｎ １ ０ ６，Ｃｈｎ ） ｉａ
高 超 声 速 进 气 道 流 场 的数 值 模 拟
张红 英 程 克 明 伍 贻 兆
（ 京航 空 航 天 大 学 航 空 宇 航 学 院 ， 京 ， １０ ６ 南 南 ２０１）
摘 要 ： 用 自主 开发 的 数 值 模 拟 软 件 对 高超 声 速 进 气道 复 杂 内流 场 计 算 进 行 了数 值 模 拟 ， 运 以验 证 其 对 高 超 声 速
ｉ ｈｅ ｉ ｌ ｔａ ｄ ｔ ａ ｃ ｌ ｔｏ ｆ ｔ ｎ ｔ ｎ ｅ ｎ ｈｅ ｃ ｌ ｕ ａ ｉ ｎ ｏ ｗｏ— ｍｅ ｉ ｎａ ｙｐｅ ｓ ｎｉ ａ ｎａ ｌ ｗｓ ｉ ｒ ｎｙ ＲＷ ＴＨ ｃ ｅ ｄｉ ｎｓｏ ｌｈ ｒ ｏ ｃ ｌ ｍｉ ｒ ｆｏ ｎ Ｇｅ ｍａ Ａａ ｈ ｎ
ｉ ｌｔ ｎ ｅ ．Ｔｈ ｓ ｐ ｐ ｒ ａ ａ ｙ ｅ ｈ ａ ａ ｉ ｔ ｓ ｏ ｉ ｌ ｔｎ ｈ ｅ ｌ ｃ ｉ ｎ ｎ ｎ ｅ ｓ ｃ ｉ ｎ ｆ ａ ｉ ｕ ｈ ｃ ｉ ａ ｅ ｎ ｌ ｚ ｓ ｔ ｅ ｃ ｐ ｂ ｌ ｉ ｆｓｍｕ ａ ｉ ｇ ｔ ｅｒ ｆｅ ｔｏ ｓ ａ ｄ ｉ ｔ ｒ ｅ ｔｏ ｓｏ ｒｏ ｓ ｓ ｏ ｋ ｉｅ ｖ
ｗａ ｅ ，ｔ ｅｓ ｏ ｋ ｗａ ｅ ｂ ｕ ｄ ｒ ａ ｅ ｎ ｅ ａ ｔ ｎ ｉ ｈ ｙ ｅ ｓ ｎ ｃｉ ｎ ｒａ ｄ ｔ ｅｓ ｏ ｋ ｔａｎｉ ｈ ｓ — ｖ ｓ ｈ ｈ ｃ ｖ ／ ｏ ｎ ａ ｙｌｙ ｒｉｔ ｒｃ ｉ ｎｔ ｅｈ ｐ ｒ ｏ ｉ ｎ ｅ ｎ ｈ ｈ ｃ ｒ ｉ ｔ ｅｉｏ ｏ ｎ
飞行器进气道内流动特性分析及气动设计研究
飞行器进气道内流动特性分析及气动设计研究随着飞机技术的不断发展，飞机进气道内的流动特性成为了一个重要的研究领域。
飞行器进气道内的流动特性直接影响飞机的性能和安全。
本文将探讨飞机进气道内的流动特性分析及气动设计研究。
一、进气道内的流动特性进气道内的流动特性受到多种因素的影响，如进气口的形状、进气道的长度、截面形状、进气口周围的环境等。
在实际工程中，进气道内流动特性的分析主要包括以下几个方面。
1.进气口形状的影响进气口的形状对进气道内流动的影响非常大。
合理的进气口形状能够使进气道尽可能地将气流引导至喷管，从而提高发动机的效率。
进气口形状的选择需要根据飞机的不同需求进行优化，例如飞机速度、高度、任务等。
2.进气道长度的影响进气道长度对飞机性能的影响也很大。
进气道长度的设计要根据发动机的需求、进气口的位置及飞机的整体布局进行选择。
在进气道长度过长时，气流会因为阻力而减小，从而导致进气道内压力降低，同时增加了飞机的阻力。
因此，进气道长度应该适中，既能满足发动机的需求，同时又不会增加过多的阻力。
3.进气道截面形状的影响进气道的截面形状也对进气道内的流动特性产生影响。
截面形状会影响气流的速度分布、流动方向等。
合理的进气道截面形状可以使进气口处气流的速度更加均匀，从而提高飞机的效率。
二、气动设计研究为了优化飞机的进气道内流动特性，需要进行气动设计研究。
气动设计研究的主要内容包括进气口形状的设计、进气道长度与截面形状的选择、进气道内部的流场分析等。
进气口形状的设计进气口的形状设计需要考虑到进气口在不同速度和高度下的工作性能。
一般来说，进气口的截面形状应当是双弧形的，能够使气流均匀地进入进气道。
同时，还需要考虑到进气口的几何特征，例如进气口的位置、面积等。
进气道长度和截面形状的选择进气道长度的选择需要综合考虑飞机的布局、机身结构等多种因素。
一般来说，进气道长度应当控制在合理的范围内，从而保证进气道内气流的速度和压力分布均匀。
31-直升机进气道参数的试验分析(1室 刘洐涛)-(7)
第二十六届（2010）全国直升机年会论文直升机进气道参数的试验分析刘衍涛严军陈雪松（中国直升机设计研究所，景德镇，333001）摘要：针对机身前进气、带集气室进气道，采用试验的方法，通过总压恢复系数和DC60分析在不同来流速度和不同机身攻角状态下各部件对进气道性能的影响,并模拟了进气网罩结冰对进气道性能的影响。
结果表明，当来流速度或进气流量增加的时候，总压恢复系数下降，进气畸变减小；偏流片和进气网罩均使进气畸变减小；附面层泄流槽在前飞时能使进气畸变明显减小；进气网罩堵塞使总压恢复系数下降，同时进气畸变减小。
通过结果分析，得出了进气道优化设计的建议。
关键词：直升机，进气道，集气室，总压恢复，畸变1 引言发动机是直升机的重要部件之一，其功重比直接影响到直升机的性能，并成为直升机分代的重要指标之一。
进气道与发动机之间存在着强烈的交互作用，发动机进气的总压恢复系数与畸变都直接影响到发动机的输出功率与工作稳定性；而发动机工作状态的变化以及压气机的失速与喘振也必然影响到进气道的工作，进而影响到整个动力系统的稳定性和综合性能。
由于直升机采用带前输出轴涡轴发动机，输出轴穿过进气道的设计必然会造成进气道内气流分离加剧，引发出口气流畸变大的问题。
机身前进气，带集气室的进气道设计绕过了输出轴，解决了输出轴穿过进气道的问题，同时也带来了进气通道长，进气转角大的问题。
文献[1]对Dauphin系列的直升机进气道在悬停、前飞状态下进行了实验研究。
结果表明，在高速前飞状态下存在气流分离，且进气畸变较为严重，流动阻力较大，表明了进气畸变对直升机性能的重要性。
国内的进气道研究仅限于机身侧面进气，带前输出轴的进气道研究[3]。
文中通过不同来流速度、不同机身姿态角、不同部件构型以及冰雪天气对机身前进气，带集气室进气道进气性能进行了系统、全面的研究，在国内尚属首次。
通过本次研究，不仅成功地为某型机选定了进气道方案，通过进气道各方案的对比分析，还得出了一系列有意义的结论，对直升机进气道设计与优化具有指导意义。
柴油机进气道流通特性的分析与设计
［ 摘要 ］ 选取 Ｕ Ｇ和 Ｍａ ａ ｔ ｂ软件作 为进气道开发平 台； 过引入表征气 道面积利用率 的 函数分析 了气 门喉 口 ｌ 通
处的流通 特性 ； 并应用正向设计方法 直接得到了进 气道 Ｃ Ｄ实体模型 。由于正向设计方法增加 了缸盖 设计方案 选 Ａ 择的多样性 ， 为缸盖冷却水套流场优化和机械强度校核提供 了更富余 的调 整空间。
汽
车
工
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２ １ （ ｏ．３ Ｎ ．２ ０ １ Ｖ １ ） ｏ１ ３
２ １ 年 （ ３ 卷） １ 期 ０１ 第 ３ 第 ２
Ａ ｔｍ ｔ ｅＥ ｇｎｅ ｎ ｕｏ ｏ ｖ ｎｉｅｒ ｇ ｉ ｉ
２ １ ０ ０１ ２１
柴 油 机 进气 道 流 通 特 性 的分 析 与设 计 水
何常明 ， 许思传 申立中 ， ， 毕玉华 常国锋 ，
Ｋｅ ｗｏ ｄ ：ｄ ｅ ｅ ｎ ｉ ｅ ｎ ｅ ｏ ｔ ｆ ｗ ｈ ｒ ｃ ｅ ｉｔ ｓ ｆ ｒ ｒ ｅ ｉ ｎ ｙ ｒ ｓ ｉｓ ｌｅ ｇ ｎ ；ｉ ｌｔｐ ｒ ； ｏ ｃ ａ ａ ｔ ｒｓｉ ；ｏ ｗａ ｄ ｄ ｓｇ ｌ ｃ
状数字化。由于气道位于发动机缸盖紧凑的关键区
日 ｌ Ｊ吾
域， 其ห้องสมุดไป่ตู้状受局部空 间很大限制。在传统柴油机开
发 和设计 过程 中 ， 往优 先考 虑 进 气 道 在 缸 盖 上 的 往
实现柴油机进气道几何形状 、 燃油喷射参数 、 燃
烧室 形状 、 缩 比和废 气 再 循 环之 间 的精 确 匹 配 是 压 项艰 巨的任务 ¨ 。 目前 多数 柴油 机均采 用 直喷 式 Ｊ
大攻角(大侧滑角)下超音速后置旁侧进气道试验研究
大攻角(大侧滑角)下超音速后置旁侧进气道试验研究摘要：本文介绍了一种基于大侧滑角（大攻角）下超音速后置旁侧进气道的实验研究方法，旨在为这类进气道的测试和研究提供理论基础和参考标准。
文中介绍了对此方法的原理和优点，并以此方法对一台飞机的垂直尾部进气口进行计算、实验和分析，得出了可行的结论。
关键词：大攻角，超音速，后置旁侧进气道，测试，研究正文：1 绪论复合形状、计算难度大的后置旁侧进气道在近十年来得到广泛重视。
根据大攻角理论对此类进气道进行测试和研究可以帮助构建有效的理论基础，并为未来研制高性能飞机提供重要参考。
2 理论分析根据大攻角理论分析可以得出，当航空器运行在超音速状态下，空气需要从后置旁侧进气道中快速进入位于设计点外的低压区域。
此时，通过调节飞机飞行和进气道参数来达到节流的效果。
运用大攻角理论的模拟仿真可以估算出飞机的最佳性能指标，以及最优的参数组合。
3 实验研究根据理论分析结果，以一台X8W号要求性能的飞机进行实验研究。
实验内容包括计算机模拟飞行以及实际在飞行实验场进行的飞行测试。
4 结果分析实验结果表明，大攻角下超音速后置旁侧进气道可以有效增加飞机的性能，并且可以通过有效调节参数来达到优化效果。
5 结论通过本文的研究，我们发现：大攻角下超音速后置旁侧进气道可以有效改善飞机的性能，且其所需的实验样本量比较小，可以提供给飞机研制工程师一个有效的参考和设计标准。
通过本文的研究，我们可以清晰地了解大攻角下超音速后置旁侧进气道的原理和运用，从而帮助飞机设计者研制高性能飞机。
具体的应用步骤包括：首先，根据大攻角理论，对要求性能的飞机进行计算模拟，得出最佳性能指标并标定最优参数组合。
其次，根据模拟结果，对飞机的后置旁侧进气道及飞行参数进行具体的实验设置和测试，如实验场设置、飞行载具设定等。
最后，对实验结果进行评估和量化分析，结合模拟结果，提出最终的研究结论。
通过以上三个步骤，我们可以有效应用大攻角下超音速后置旁侧进气道来研制高性能飞机，并且可以提供一个可行的设计标准。
高超音速飞行器的气动力学模拟与优化
高超音速飞行器的气动力学模拟与优化近年来，高超音速飞行器的研发成为世界各国的热点之一。
高超音速飞行器，即能够以超过5倍音速飞行的飞行器，具备了超越传统航空的潜力。
然而，由于超音速飞行的复杂性和惊人的挑战，研发过程中需要借助气动力学模拟与优化的手段来改善设计方案和飞行性能。
气动力学模拟是高超音速飞行器设计过程中的关键步骤之一。
通过数值计算和模拟，可以快速分析飞行器在高速飞行过程中的气动特性。
一般来说，气动力学模拟主要包括了飞行器的几何建模、流场仿真和气动力计算等步骤。
首先，对于高超音速飞行器来说，几何建模十分重要。
几何建模需要准确地还原飞行器的外形，并考虑到空气动力学过程中的各种影响因素，如空气粘性、压缩效应等。
通常采用的方法是将飞行器的设计图纸导入计算机辅助设计（CAD）软件中，通过建立三维模型来完成几何建模工作。
接着，在完成几何建模后，流场仿真成为模拟过程的核心步骤。
流场仿真通过求解流体力学方程组，即Navier-Stokes方程组，来模拟高超音速飞行器周围的气流流动。
由于高超音速飞行速度下气流的复杂性，通常需要采用计算流体力学（CFD）方法来完成流动的数值模拟。
在流场仿真中，需要考虑到多尺度、多相、强激波等复杂物理现象，因此模拟结果的精确性和可靠性成为评估方法优劣的重要指标。
最后，根据流场仿真的结果，可以进行气动力计算。
气动力计算是分析高超音速飞行器受力情况和飞行性能的重要手段。
通过对流场内气体分布、压力分布等参数的计算和分析，可以获得飞行器的升力、阻力、升阻比等关键气动性能指标。
在优化设计方案和提升飞行性能时，气动力计算能够指导设计人员进行参数调整和结构优化，使飞行器在高超音速条件下获得更好的气动性能。
除了气动力学模拟外，优化设计是高超音速飞行器研发过程中的另一个关键环节。
通过对气动外形、材料选择、发动机推力以及飞行控制等方面进行优化，可以提升飞行器的综合性能。
优化设计需要考虑到多个因素的相互制约，如飞行器的气动特性、结构强度、推力分布等，这对设计人员的综合素质提出了较高的要求。
高压差进气道流动仿真及实验研究
摘 要 ：对 柴油机 高压 差进 气道 内的流 动 展 开研 究。基 于 Ａ Ｌ软件 包 建 立 了高 升功 率 柴 油机 Ｖ
“ 数值 仿真 试 验 台” 与 实 验结 果 相 验 证 ， 现 进 气 ， 实
系统 的“ ｉ 设 计 ” 预贝 ４ 。 由于进 气 道 的流 动 特性 ， 用 一 维模 型 进行 计 采 算 的 比较 多 ， Ｏ ｏａ 如 ｎｒｔ ｉ等 、 ｌｙ ｅｌ Ｃａｗ ｌ 等 、 斌 徐 等 ， 而且采 用一 维模 型 也 能 获得 比较 满 意 的数 值
ｌ ｔ ｎ：ｓｅ ｄ ｏ ｔ ｓ ａｉ ｏ ｔａ ｙ ｆ ｗ ｅ ｔ ｌ
进 气增 压压 力 的增 加 与 发 动 机转 速 的提 高 ， 使 高升 功率柴 油机 的工 作范 围 已经超 出了传 统进气 系
统 的经验 范 围 ， 因此 必 须 采 用 仿 真 分 析 方 法 ， 建 搭
结果 ， 随着计 算机技 术 的发展 ， 三维 仿 真技术逐 渐在 内燃机 行业 获得应 用 ， 伯 棠 等 对柴 油 机 进 气 道 刘 进 行 了全三 维流 动计 算 ， 究 了进 气道 型 线 对 流 动 研
ｈ ｇ ・ｐｅ ｉ ｃ－ｏ ｒｄｉｓ ｌ ｉ ｈ－ ｃｆ ・ ｗｅ ｅ ｅ ｓ ｓ ｉ ｐ
下 的气道 进行 了分 析研 究 ， 在保 持 进 口压力 为 １的 条件 下 ， 提高 进 气 压 差 ， ． ２ ０ ０ ５进 气 压 差 和 ０ ２ ． ５进
图 ３ 高压 进 气 道 的 网格 划分
的进 气道 具 有 良好 的进 气 性 能 。
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高超侧压进气道溢流方案的改进与分析
赵一龙;范晓樯;王翼;梁剑寒;王振国
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2013(34)7
【摘 要】为了提高高超侧压进气道的性能,通过在其侧板上方添加盖板与在底板开
槽的方式对其溢流方案进行了改进。对原型与改型进气道进行了来流Ma=4～7流
场的数值模拟,并对两进气道进行了Ma=4时不同攻角下的起动性能试验。结果表
明,低马赫数时(Ma=4,5),在总压恢复系数基本保持不变的前提下,改型进气道的流
量系数较原型进气道获得大幅提升,Ma=4时,提高20.6%,Ma=5时,提高11.5%。
在流量系数增加的同时,起动性能也获得大幅提升,来流为Ma=4时,由-2°攻角下起
动提升为+4°攻角下依然可以实现起动。由于溢流方案的改进针对低马赫数时的进
气道流场,在高马赫数时(Ma=6,7),进气道的性能基本不变。研究表明,抑制侧板间
溢流的同时引入底板溢流的方式是提高高超侧压进气道综合性能的有效途径。
【总页数】7页(P873-879)
【作 者】赵一龙;范晓樯;王翼;梁剑寒;王振国
【作者单位】国防科技大学高超声速冲压发动机技术重点实验室
【正文语种】中 文
【中图分类】V231.3
【相关文献】
1.高超声速侧压式模型进气道不起动特性分析2.高超侧压式进气道简单唇口调节方
案设计3.典型二元高超声速进气道与侧压式进气道的性能比较4.非均匀流等溢流
角设计高超侧压进气道5.高超声速侧压式进气道溢流特性研究
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