高超飞行器进气道/内流道流动特性试验
王成鹏 张红英 孙姝 王江峰 程克明
南京航空航天大学航空宇航学院,南京210016
摘 要:
用Ma∞=7风洞试验的方法研究了一种吸气式高超声速飞行器二维进气道/内流道的流场特征与起动特性.试验结果表明：在来流总压0.5～1.9 MPa、单位雷诺数2.48×10^6～7.95×10^6范围内,进气道起动的前提下,进气道/内流道沿程压力分布受来流总压、雷诺数的影响变化很小;在进气道外压缩段流动未受干扰前进气道隔离段最大可承受反压约为250倍自由来流压力;未加侧板时该进气道具有自起动能力,加侧板后隔离段出口压力有所增加;在设计点工况,该进气道增压比42.9,总压恢复0.27,出口马赫数2.76. (共6页)
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