轴对称式高超声速进气道实验研究及数值验证

摘要：

在Ma8高超声速炮风洞中完成了进气道测压和纹影试验,研究了进气道扩压性能随进气道唇口位置、形状变化的规律以及在层流、湍流两种边界层情况下的进气道性能的差异.利用数值方法模拟了该进气道流场,通过与本文炮风洞实验结果的对比分析,并结合在高焓燃气风洞中完成的三维侧压式进气道试验结果,指出湍流边界层或后掠式唇口构型能够有效减小进气道喉部的分离程度,改善进气道的扩压、流量捕获和总压恢复特性。

关键词： 进气道 高超声速 风洞试验 数值仿真 湍流边界层 层流

作者: 范晓樯 贾地 冯定华 易仕和 李桦

作者单位: 国防科学技术大学,航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073

会议类型: 国内会议

会议名称: 全国高超声速气动力(热)学术交流会

会议地点: 安徽黄山

会议语种:中文

页码: 15-20

在线出版日期: 2005-07-01（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）