高超声速进气道自适应泄压控制参数研究
为提高定几何进气道宽马赫数范围工作性能，针对高超声速进气道设计了一种自适应泄压槽，它能够有效改善进气道低马赫下的自起动性能，同时起动后泄漏量很小。文中采用数值仿真手段研究了这种自适应泄压槽的位置、角度、有效流通面积对进气道以及泄漏量的影响规律。结果表明，进气道的性能随着位置的变化有轻微的波动现象，但总的变化不大；槽的泄漏量在相应马赫数的唇口激波位置会急剧增加。同一位置，随着槽角度的增加，泄漏量减小，但减小速率逐渐变慢。随着槽有效流通面积的增加，槽的泄漏量几乎成线性增加。
航空飞行器 高超声速进气道 自适应泄压控制 参数化分析 数值模拟
刘媛 金志光 张林
南京航空航天大学,南京,210016
国内会议
哈尔滨
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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）