基于激波形狀控制的定幾何高超聲速可調(diào)進(jìn)氣道概念及初步驗(yàn)證

針對現(xiàn)有定幾何高超聲速進(jìn)氣道低馬赫工作時流量系數(shù)低、溢流阻力大, 變幾何高超聲速進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)復(fù)雜、附加重量大、可靠性低等缺點(diǎn), 提出了一種基于激波形狀控制的固定幾何高超聲速可調(diào)進(jìn)氣道概念, 給出了其實(shí)現(xiàn)模式, 并進(jìn)行了初步的驗(yàn)證. 研究結(jié)果表明, 該可調(diào)進(jìn)氣道能夠依靠自身的高壓驅(qū)動來實(shí)現(xiàn)對口部波系、有效喉道面積的調(diào)節(jié), 使進(jìn)氣道在低馬赫數(shù)下的流量系數(shù)相對于常規(guī)定幾何高超聲速進(jìn)氣道提高20%以上, 前體阻力系數(shù)下降8%以上, 其性能特征對于改善高超聲速飛行器的低馬赫數(shù)加速性能特別有利.

作 者： 譚慧俊 陳智 李光勝   作者單位： 南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院,南京,210016  刊 名： 中國科學(xué)E輯  ISTIC PKU 英文刊名： SCIENCE IN CHINA(SERIES E)  年，卷(期)： 2007 37(11)  分類號： O6  關(guān)鍵詞： 高超聲速   進(jìn)氣道   可調(diào)   激波形狀控制  

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