隔離段進(jìn)口非對稱來流對激波串結(jié)構(gòu)的影響

考慮進(jìn)氣道出口流場的影響,設(shè)計(jì)了針對非對稱超聲速來流矩形隔離段流場研究的直聯(lián)式試驗(yàn)風(fēng)洞,模擬進(jìn)氣道出口流場的各種非對稱進(jìn)口條件進(jìn)行了吹風(fēng)試驗(yàn),并測量了隔離段壁面靜壓和隔離段進(jìn)口皮托壓力.研究發(fā)現(xiàn),隨隔離段進(jìn)口流動(dòng)非對稱程度的增加,激波串長度增加而隔離段耐受反壓的能力下降.考慮了隔離段進(jìn)口流動(dòng)非對稱的影響,對Billig-Waltrup的激波串長度公式作了改進(jìn),故提高了激波串長度預(yù)測的精確程度.

作 者： 王成鵬 張堃元 程克明 Wang Chengpeng Zhang Kunyuan Cheng Keming   作者單位： 王成鵬,程克明,Wang Chengpeng,Cheng Keming(南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院,南京,210016,中國)

張堃元,Zhang Kunyuan(南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院,南京,210016,中國) 

刊 名： 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)（英文版）  EI 英文刊名： TRANSACTIONS OF NANJING UNIVERSITY OF AERONAUTICS AND ASTRONAUTICS  年，卷(期)： 2006 23(1)  分類號(hào)： V211.3  關(guān)鍵詞： 非對稱來流   激波串   隔離段設(shè)計(jì)   超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)   風(fēng)洞試驗(yàn)   asymmetric supersonic flow   shock train   isolator design   scramjet   wind tunnel test  

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