一种基于双模态燃烧的二元高超声速进气道研究
设计并研究了一种基于双模态燃烧的二元高超声速进气道。通过在进气道内设计一个隔板，将流道分为超声速通道和亚燃通道。采用数值模拟方法，重点研究了内压段肩部型面，隔板高度及水平位置，隔板头部型面，过渡段扩张角等几何设计参数对进气道性能的影响规律，并给出参数选择建议。结果表明：在研究范围内，内压段肩部型面，隔板水平位置对总压恢复系数影响较大，而隔板高度及头部型面，过渡段扩张角对抗反压能力有较大影响。
航空飞行器 高超声速进气道 超燃冲压发动机 双模态燃烧 数值模拟 反压特性
李航 李博
南京航空航天大学内流研究中心,江苏南京210016中国人民解放军92724,部队,山东青岛266000 南京航空航天大学内流研究中心,江苏南京210016
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2011-08-22（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）