槽对超声速混压式进气道性能及边界层的影响

• 作者: 未军光 王新月 莫展
• 来源期刊: 航空动力学报
• 学科: 航空航天
• 关键词: 超声速轴对称进气道 数值模拟 凹槽 边界层
• 年，卷（期）: 2009,（2）
• 所属期刊栏目: 气动热力学与总体设计
• 页码范围: 302-306
• 页数: 5页
• 分类号: V231.3
• 语种: 中文

摘要

为提高定几何超声速混压式轴对称进气道的性能,应用在进气道不同位置开槽的方法,研究了在各级锥体上、锥体折角处开槽时锥体上的边界层变化,研究了多工况下开槽对进气道的总压恢复系数、流量系数、增压比和起动性能产生的影响.结果表明:开槽一方面改变了超声速进气道锥体上的波系分布和进口马赫数,另一方面也使槽后边界层厚度增加,改变了边界层内的速度分布,使摩擦阻力增大.二级锥面上槽后边界层厚度模型1比原型大33.3%,模型2比原型大16.7%,三级锥面上槽后边界层厚度模型1比原型增加52.4%,模型2比原型增加9.1%.开槽使高马赫数下的总压恢复系数有所增加,其增加量随来流马赫数的变化而变化.在马赫数为4.0的设计状态下,折角处开槽可使进气道的总压恢复系数提高1.8%,锥体上开槽可以提高4.3%.锥体折角处开槽对流量系数和起动性能影响不大.

作者信息

序号	姓名	单位	发文数	被引次数	H指数	G指数
1	王新月	西北工业大学动力与能源学院	16	116	7.0	10.0
2	未军光	西北工业大学动力与能源学院	3	38	2.0	3.0
3	莫展	西北工业大学动力与能源学院	2	3	1.0	1.0