收敛形进气道数值研究的验证

收敛形进气道数值研究的验证

介绍一种新型的、具有最小喉道面积的三维高超声速进气道(称之为收敛形进气道)的数值和实验研究结果.表明使用这种形式的进气道,在整个飞行速度范围内可以降低阻力和高超声速发动机表面的热防护要求,通过降低外压缩表面的倾斜度和减少进气道及燃烧室壁的面积就可以做到这一点.在采用低维次流动的气体动力设计方法的基础上设计成这种形式的进气道.计算是在无粘气体模型构架内用有限体积法进行的.同时用边界层方程计算出计及粘性的气流特性和进气道特性.数值算法是通过收敛形进气道的有限宽楔形外压缩表面的计算和实验数据来验证的.进行实验研究的马赫数M=2～10.7,基于模型进气道高度的雷诺数Re=(1～5)×106. 数值计算与实验结果一致性很好.这些结果也和通常的二维进气道的数据作了比较.

作 者： M.A.哥德裴德 R.V.内斯托里亚   作者单位： 俄罗斯科学院西伯利亚分院理论及应用力学研究所,俄罗斯新西伯利亚市,630090  刊 名： 流体力学实验与测量  ISTIC EI PKU 英文刊名： EXPERIMENTS AND MEASUREMENTS IN FLUID MECHANICS  年，卷(期)： 2000 14(1)  分类号： V211.48  关键词： 收敛形进气道   燃烧室   超-高超声速   压力分布   风洞   convergent inlet   combustor,super-hypersonic speed   pressure distribution   wind tunnel  

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