收斂形進氣道數值研究的驗證

介紹一種新型的、具有最小喉道面積的三維高超聲速進氣道(稱之為收斂形進氣道)的數值和實驗研究結果.表明使用這種形式的進氣道,在整個飛行速度范圍內可以降低阻力和高超聲速發動機表面的熱防護要求,通過降低外壓縮表面的傾斜度和減少進氣道及燃燒室壁的面積就可以做到這一點.在采用低維次流動的氣體動力設計方法的基礎上設計成這種形式的進氣道.計算是在無粘氣體模型構架內用有限體積法進行的.同時用邊界層方程計算出計及粘性的氣流特性和進氣道特性.數值算法是通過收斂形進氣道的有限寬楔形外壓縮表面的計算和實驗數據來驗證的.進行實驗研究的馬赫數M=2～10.7,基于模型進氣道高度的雷諾數Re=(1～5)×106. 數值計算與實驗結果一致性很好.這些結果也和通常的二維進氣道的數據作了比較.

作 者： M.A.哥德裴德 R.V.內斯托里亞   作者單位： 俄羅斯科學院西伯利亞分院理論及應用力學研究所,俄羅斯新西伯利亞市,630090  刊 名： 流體力學實驗與測量  ISTIC EI PKU 英文刊名： EXPERIMENTS AND MEASUREMENTS IN FLUID MECHANICS  年，卷(期)： 2000 14(1)  分類號： V211.48  關鍵詞： 收斂形進氣道   燃燒室   超-高超聲速   壓力分布   風洞   convergent inlet   combustor,super-hypersonic speed   pressure distribution   wind tunnel  

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