超声速进气道边界层吸除方案设计及实验

张红军, 忻贤钧, 白蔡, 沈清

张红军, 忻贤钧, 白蔡, 沈清. 超声速进气道边界层吸除方案设计及实验[J]. 实验流体力学, 2008, 22(1): 88-91. DOI: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.01.019
引用本文: 张红军, 忻贤钧, 白蔡, 沈清. 超声速进气道边界层吸除方案设计及实验[J]. 实验流体力学, 2008, 22(1): 88-91. DOI: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.01.019
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ZHANG Hong-jun, XIN Xian-jun, BAI Kui, SHEN Qing. Design and wind tunnel test on supersonic inlet with boundary layer bleed[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2008, 22(1): 88-91. DOI: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.01.019
Citation: ZHANG Hong-jun, XIN Xian-jun, BAI Kui, SHEN Qing. Design and wind tunnel test on supersonic inlet with boundary layer bleed[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2008, 22(1): 88-91. DOI: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.01.019
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超声速进气道边界层吸除方案设计及实验

  • 中国航天空气动力技术研究院,北京,100083

详细信息

  • 中图分类号: 11-5266/V

Design and wind tunnel test on supersonic inlet with boundary layer bleed

摘要

    摘要
  • 摘要: 应用工程设计方法,结合数值模拟,设计了一种带有边界层吸除型式的超声速轴对称进气道,对进气道内流场进行了数值模拟研究,并且进行了风洞实验.研究发现,对进气道中心锥边界层进行合理流量的吸除可以明显提高进气道的总压恢复,增强了进气道的稳定工作的能力.从试验数据可知,在Ma=4.0时,进气道临界总压恢复系数达到了0.43,与不吸除比较,比常规同类进气道的临界总压恢复系数(σ=0.33)提高了约30%.通过对数值模拟结果与风洞实验结果的对比可知,二者能够基本吻合.
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  • 刊出日期:  2007-12-31

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