论文摘要
为提高来流马赫数范围为2～4的"X"型进气系统大攻角下的稳定裕度,设计并研究了一种倒置二元进气道设计方案,并将其与正置方案进行了比较。结果表明:来流马赫数为2.3～3.5,攻角范围为0°～6°时,倒置布局设计方案总体性能较优,未出现明显激波/附面层干扰问题,能够满足设计要求。在采用相同的进气道设计方案时,倒置布局其迎风与背风进气道结尾激波位置及总体性能参数差异更小;0°攻角时倒置布局临界总压恢复系数与正置布局相当,4°攻角时倒置布局比正置布局高2%～3%,8°攻角时普遍高19%以上,且来流马赫数越高提升幅度越明显,8°攻角下倒置布局总流量系数较正置布局高6%左右。研究还发现,当来流马赫数较低时倒置布局总阻力低于正置布局,4°攻角时低1.7%;而来流马赫数较高时倒置布局总阻力高于正置布局,4°攻角时高2.0%。
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文章来源
类型: 期刊论文
作者: 罗皓,金志光,张堃元
关键词: 超声速进气道,型布局,倒置进气道,正置进气道,气动性能比较,阻力特性
来源: 航空动力学报 2019年11期
年度: 2019
分类: 工程科技Ⅱ辑
专业: 航空航天科学与工程
单位: 南京航空航天大学能源与动力学院
分类号: V235.21
DOI: 10.13224/j.cnki.jasp.2019.11.008
页码: 2366-2376
总页数: 11
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