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收敛形进气道数值研究的验证(英文)
被引量：
4
1
作者
M.A.
哥德裴德
R.V.内斯托里亚
《流体力学实验与测量》
CSCD
2000年第1期13-22,共10页
介绍一种新型的、具有最小喉道面积的三维高超声速进气道 (称之为收敛形进气道 )的数值和实验研究结果。表明使用这种形式的进气道 ,在整个飞行速度范围内可以降低阻力和高超声速发动机表面的热防护要求 ,通过降低外压缩表面的倾斜度和...
介绍一种新型的、具有最小喉道面积的三维高超声速进气道 (称之为收敛形进气道 )的数值和实验研究结果。表明使用这种形式的进气道 ,在整个飞行速度范围内可以降低阻力和高超声速发动机表面的热防护要求 ,通过降低外压缩表面的倾斜度和减少进气道及燃烧室壁的面积就可以做到这一点。在采用低维次流动的气体动力设计方法的基础上设计成这种形式的进气道。计算是在无粘气体模型构架内用有限体积法进行的。同时用边界层方程计算出计及粘性的气流特性和进气道特性。数值算法是通过收敛形进气道的有限宽楔形外压缩表面的计算和实验数据来验证的。进行实验研究的马赫数M=2～ 1 0 7,基于模型进气道高度的雷诺数Re=( 1～ 5) × 1 0 6。数值计算与实验结果一致性很好。这些结果也和通常的二维进气道的数据作了比较。
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关键词
收敛形
进气道
数值研究
超声速进气道
飞机
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职称材料
题名
收敛形进气道数值研究的验证(英文)
被引量：
4
1
作者
M.A.
哥德裴德
R.V.内斯托里亚
机构
俄罗斯科学院西伯利亚分院理论及应用力学研究所
出处
《流体力学实验与测量》
CSCD
2000年第1期13-22,共10页
文摘
介绍一种新型的、具有最小喉道面积的三维高超声速进气道 (称之为收敛形进气道 )的数值和实验研究结果。表明使用这种形式的进气道 ,在整个飞行速度范围内可以降低阻力和高超声速发动机表面的热防护要求 ,通过降低外压缩表面的倾斜度和减少进气道及燃烧室壁的面积就可以做到这一点。在采用低维次流动的气体动力设计方法的基础上设计成这种形式的进气道。计算是在无粘气体模型构架内用有限体积法进行的。同时用边界层方程计算出计及粘性的气流特性和进气道特性。数值算法是通过收敛形进气道的有限宽楔形外压缩表面的计算和实验数据来验证的。进行实验研究的马赫数M=2～ 1 0 7,基于模型进气道高度的雷诺数Re=( 1～ 5) × 1 0 6。数值计算与实验结果一致性很好。这些结果也和通常的二维进气道的数据作了比较。
关键词
收敛形
进气道
数值研究
超声速进气道
飞机
Keywords
convergent inlet
combustor,super hypersonic speed
pressure distribution
wind tunnel
分类号
V231.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V228.7
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作者
出处
发文年
被引量
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1
收敛形进气道数值研究的验证(英文)
M.A.
哥德裴德
R.V.内斯托里亚
《流体力学实验与测量》
CSCD
2000
4
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