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题名高超二元曲面压缩进气道前缘激波特性分析
被引量：2
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作者
高雄
李大进
朱守梅
满延进
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机构
中国航天科工集团三十一研究所
中国航天科工集团三十一研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2013年第9期1153-1157,共5页
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基金
国家自然科学基金(90916029)
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文摘
不同的二元进气道前缘激波压缩方式直接影响进气道性能参数,尤其是流量系数。详细分析研究了两种类型的高超二元曲面压缩进气道前缘激波随攻角和来流马赫数变化的特性。计算结果显示,对于初始楔加等熵压缩的二元曲面进气道,在给定的初始楔角下,随着进气道攻角的增大前缘激波与压缩面之间的夹角先减小后增大,随着来流马赫数的增大,前缘激波与压缩面之间的夹角减小;而对于等压力梯度分布控制的弯曲激波压缩二元曲面进气道,随着进气道攻角或来流马赫数的增加,前缘激波与压缩面间的夹角都增大。通过理论和计算分析表明,是斜激波与马赫波不同的相交模式造成了两种曲面压缩进气道的前缘激波随进气道攻角和来流马赫数变化的特性不同。
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关键词
高超声速
进气道
弯曲激波
等熵压缩
超额定状态
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Keywords
Hypersonic
Inlet
Curved shock wave
Isentropic compression
Supernormal condition
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分类号
V235.213
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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