定几何二元倒置“X”型混压式超声速进气道实验

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燃烧、传热、传质

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ＺＰｎＰＮｅ，Ａ．ｏｇ，ｔａ（４Ｖ）．ｅｇ，．ｗＣ．Ｌｎｅ１８９Ｉ
微波瓣燃烧器中流向涡混合数值研究 … … …… …… ……… …… …… …… …… ……… … 刘友宏（５ Ⅵ）８９
凹腔驻涡模型燃烧室内涡的演化发展 … ……… … ……… …… …… 樊未军，昭健，孔邢菲，（８ Ⅵ）等８８
底部封闭竖直细管内纳米流体的沸腾特性和临界热通量（报） … …… ……… 吕伦春，简刘振华（９ Ⅵ）８３
Ｌａｇｅｅｄｙｓｍｕｌｔｏｆｔｂｕｌｎｔｄｆｕｉｌｍｅｃｍｂｕｔｏｉｏｎｅｖｄｓａａｒｄｉａｉｎｏｕｒｅｉｆｓｏｎｆａｏｓｉｎｕｓｎｇａｃｓｒｅｃｌｒ
玮，严传俊，李翔，国强，徐蔡
强，（６ Ⅵ）等８９毅，（７Ｖ）等８３Ｉ
便携式蒸汽压缩制冷系统的熵产分析 … ……… …… …… …… …… 钟晓晖，张行周，玉庭，（７Ｖ）吴等８７Ｉ加力燃烧室中缝式稳定器技术研究 …… …… …… ……… …… …… 张孝春，李江宁，兴平，（８ Ⅵ）徐等８１
直升机旋翼桨叶防／除冰系统防护范围研究 …… …… … … …… …… 常士楠，刘达经，修干（６Ｉ）袁３０］Ｉ彬，吉洪湖，江义军，（６）等３５ＩＨ彬，吉洪湖，义军（７Ｈ）江３０Ｉ冲击一散冷却火焰筒浮动瓦片三维壁温计算分析 …… …… ……… … 李发

2元超声速混压式进气道的设计及进-发匹配分析

2元超声速混压式进气道的设计及进-发匹配分析余天宁;吴虎【摘要】为了更好解决航空发动机进气道的设计和匹配问题,应用多目标遗传算法进行2元超声速混压式进气道的优化设计.以流场数值计算结果为基础,分析了该进气道在不同来流马赫数、背压条件下的工作状态和流场特性,并得出该不可调2元超声速混压武进气道在不同来流马赫数下对流量系数φ的特性曲线图,将其特性数据导入某型涡轮喷气发动机的总体计算程序中,完成了进-发匹配分析,同时给出了进-发匹配规律.结果表明:不可调2元超声速混压式进气道在设计点具有较好的匹配性能,但具有良好匹配特性的工作范围有限.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2016(042)003【总页数】5页(P43-47)【关键词】超声速进气道;优化设计;进-发匹配;数值模拟;航空发动机【作者】余天宁;吴虎【作者单位】西北工业大学动力与能源学院,西安710114;西北工业大学动力与能源学院,西安710114【正文语种】中文【中图分类】V228.7引用格式：余天宁，吴虎.2 元超声速混压式进气道的设计及近-发匹配分析[J].航空发动机，2016,42（3）：43-47.YU Tianning,WU Hu.Design for two-dimensional supersonic mixed compression inlet and analysis of inlet-engine matching[J].Aeroengine,2016,42(3):43-47.飞行来流马赫数Ma0>2.0的超声速飞行器一般采用混压式进气道的设计[1]，以获得较满意的综合性能。

应用多目标遗传算法对2元超声速混压式进气道进行优化设计，所选定的优化目标是使进气道在设计马赫数Mad下能获得较高的总压恢复系数和较低的阻力系数，同时还要保证在非设计状态的低Ma0条件下，在进气道内部的斜板处不会发生脱体激波的现象[2]。

典型二元高超声速进气道设计方法研究

57第2卷　第16期产业科技创新　2020，2（16）：57~59Industrial Technology Innovation 典型二元高超声速进气道设计方法研究蔡　佳1,2，徐　白1，崔　杰1，成　诚1（1.南京工业职业技术大学，江苏　南京　210023；2.南京航空航天大学，江苏　南京　210016）摘要：从二元高超声速进气道的几何构型出发，分析进气道流场与几何结构的关系，分别从外压段、内通道和隔离段三个部分展开设计，提炼出能够控制进气道型面的重要气动参数，初步实现了对进气道型面的参数化设计方法，为缩短进气道的设计周期和改善进气道性能提供了切实可行的途径。

关键词：高超声速；二元进气道；参数化；设计方法中图分类号：V249.1　文献标识码：A　文章编号：2096-6164（2020）16-0057-03近年来，为了实现更快、更高的飞行，各国对高超声速推进技术的研究投入了大量的人力和物力。

超燃冲压发动机由于在飞行速度和比冲上的突出优势，广泛应用在高超声速飞行的动力装置中。

作为超燃冲压发动机的重要部件之一，进气道可为发动机超声速燃烧提供所需的空气，并尽可能实现高的流量捕获和对来流的高效压缩。

高超声速进气道结构形式较为多样，包括二维进气道、侧压进气道、轴对称进气道、Busemann进气道以及REST进气道等。

其中二元进气道由于其型面设计较为简单，流动情况易于分析，结构容易制造加工并且便于设计能够倾转的唇罩来实现进气道内收缩比的控制等优势，广泛应用于当前高超声速飞行器和发动机地面试验方案中。

但是，即便二元进气道结构较为简单，设计一款适合于工程使用的进气道型面也必须经历初步设计、性能计算后调整参数再设计这一反复迭代设计的过程。

因此，开展二元进气道型面的参数化设计并提炼出一套较为通用的设计方法对缩短进气道的设计周期和改善进气道性能显得尤为重要。

本文将从二元进气道的几何构型出发，总结出能够控制进气道型面的重要气动参数，实现对进气道型面的参数化设计。

二元混压式超声速进气道性能预估及优化设计

ＡｂｔａｃＡｉｅａａｔｍｏｅｓｐｅｅｔｄ，ｉｈａｌｗｓｔｅｃｌｕｌｔｏｆ２ｍｉｔｅ— ｏｒｓｕｅ — ｓｒｔ：ｓｍｐｌｎｄｆｓｄｌｉｒｓｎｅｗｈｃｌｏｈａｃａｉｎｏＤｘｕｒｃｍｐｓｓｐｒｅｓｎｉｎｅｓｐｒｏｍａｃｓｓｃｓｐｒｓｕｃｖｒｍａｓｆｏｒｔｏａｄｔｖ — ｒｇｃｅｆｃｅｔｗａｅｄａｏｆｉｏｃｉｌｔｅｆｒｎｅ，ｕｈａｅｓｒｒｏｅｙ，ｓｗａｉｓ，ｄｉｉｅｄａｏｆｉｎ，ｖ — ｒｇｃｅｅｌｉｅ — ｃｅｔａｄｅｆｃｉｅｋｎｔｃｅｆｃｅｃｗｉｈａｃｅｔｂｅａｃｒｃＩｅｓｇｏｔｃａａｔｒｓｈａｅｇｔｉｎｎｆｅｔｖｉｅｉｆｉｉｎｙ，ｔｎａｃｐａｌｃｕｙ．ｎｔｅｍｅｒａｐｒｍｅｅｓ，ｕｃａｌｉｌｓｈｉｈ，ａｉｆｈｉｈｒｔｏｏｅｇｔａｄｗｉｔａｇｅｆｖｒｉａｏｒｓｉｇｒｍｐ，ｒｎｅｔｇｔｄｂｏｓｄｒｎｔｅｏｍａｃｓｎｄｈ，ｎｌｓｏｅｔｃｃｍｐｓｎａｌｅａｅｉｖｓｉａｅｙｃｎｉｅｇｉｓｐｒｒｎｅ．ｉｆ
度、口高宽比等几何参数对其性能的影响。对所建立的各优化设计模型，用模拟退火算法进进利
行寻优计算。
关键词：声速进气道；能预估；化设计；拟退火算法超性优模

4种布局形式下超声速飞行器进气道气动特性实验对比

ｄｎｉｓｖｒｕｓＭａｈｎｅｃｅｅｓｃｕｍｂｅ，ｅｅｔｔｔｔｓｌｗａｉｗｅｐ—ｏｒｒｘｃｐｈａｈｅｍａｓｆｏｒｔｏｏｆｓｅｆｗａｒｇｌｇｈｄｈｉｈ—ｉｔ“Ｘｌｔｅ２ｌｙｐＤ＿
中图分类号：３．Ｖ２１３文献标识码：Ａ文章编号；０５２１（０１０ — ０３０１０ — ６５２１）１０１ — ５
Ｍｉｅ — ｍｐｒｓｉｎＳｐｅｓｎｉｎｌｔｓｄｏｕｘｄＣｏｅｓｏｕｒｏｃＩｅｓＢａｅｎＦｏｒ
第４卷第１３期
２１０１年２月
南京航空航天大学学报
ｔｏａｔｃＪｕｎｌｆＮａｊｇＵｎｖｒｉｆＡｅｏｎｕｔｃＡｓｒｎｕｉｓｏｒａｎｉｉｅｓｔｏｒａｉｓ＆ｏｎｙ
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Ａｂｔａｔ：ｎｖｓｉｔｏｓｃｎｓｒｃＡｎｉｅｔｇａｉｎｉｏｄｕｃｅｎａｗｉｄｔｎｎｅｏｃｍｐｒｈｅｏｙｎｍｉｈａａｔｒｓｉｓｏｔｄｉｎｕｌｔｏａｅｔｅａｒｄａｃｃｒｃｅｉｔｃｆ

超声速燃烧冲压发动机进气道起动性能研究

收稿日期；２０ —４２。收修改稿日期：２０ —７２０５０７０５０ —２
维普资讯
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大允许的燃烧室进口气流温度在１４１７Ｋ，允许的燃烧室进口Ｍａ与飞行Ｍａ的比值在０３～００４６．ｏ０４．５［当Ｍａ增加，允许的起动最大收缩比也增大对于一些几何结构的进气道，允许的起动收缩比可达到２。另外，如果希望在高收缩比下工作，进气道喉部流场要尽可能均匀［。在本文～３１］的设计中，固定几何高超进气道的收缩比先根据以下收缩比限制的经验公式［初步校核，然后再根】］
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取。前体的形状由前体长度和多楔形体的偏转角决定，前体长度一般选接近整个发动机长度的一
（）外罩唇Ｉ平直ａ＝１
（ｂ）外罩唇Ｉ具有楔面＝１
图１混压式高超声速二维进气道结构简图
前体的外部压缩一般由二斜激波系、三斜激波系或四斜激波系组成，综合考虑压缩效率和总压恢复系数的影响，选择外压缩波系为三波系的混压式前体／进气道的方案较为普遍［］１。本文的二维进气道设计方案选择前体压缩为三斜激波系，前体长度Ｌ＝１０，前体预压缩楔角＝５，隔．ｍ。离段高度Ｈ＝０００．３ｍ，外罩唇口楔面角ａ：５，外压缩的３个楔面总转角为２．。。０８，进气道采用多模块结构。高超声速气流通过前体／气道的压缩，将使燃烧室进口气流温度大幅度升高，为了进防止气流热离解，必须要限制燃烧室进口气流温度，因此燃烧室进口气流Ｍａ要受到限制。一般最

二元混压超声速进气道三维流动数值分析

二元混压超声速进气道三维流动数值分析摘要：本研究旨在研究二元混压超声速进气道三维流动的数值分析。

使用基于数值的算法来研究发动机的湍流特性，包括能量调节、空气动力学和混合系数。

为了实现上述目标，我们开发了一个新的数值模型，并将其应用于模拟真实发动机系统中的进气道三维流动。

结果表明，此模型可以正确捕捉到两种流动模式之间的相互关系，可靠地表示湍流过程。

关键词：二元混压，超声速进气道，三维流动，数值分析，湍流正文：本文旨在探讨二元混压超声速进气道三维流动的数值分析。

首先对二元混压超声速进气道三维流动的物理原理进行了深入的研究，然后结合数值模拟和实际发动机参数，建立基于数值方法的模型，用于分析二元混压超声速进气道三维流动。

在数值模拟的基础上，从能量调节、空气动力学和混合系数的角度来研究湍流特性。

实验结果表明，在模拟二元混压超声速进气道三维流动中，数值模型能够准确地捕捉到湍流特性，并且能够有效地描述不同流动模式之间的相互关系。

本文的结果可以为未来的研究提供信息和参考。

应用研究的结果可以为设计更加有效的发动机提供有价值的信息。

首先，在选择发动机结构时，它可以帮助我们更好地理解湍流特性，并根据不同流动模式之间的关系来确定发动机结构，从而提高空气动力学性能。

其次，模型可以帮助我们了解进气道三维流动的复杂性，找出有效的流动控制策略，以及相应的燃烧特性和燃烧效率优化方案，为发动机设计提供有效的指导。

此外，研究还可以为排放控制和能量管理提供有效的技术支持，从而提高发动机的效率和环境友好性。

此外，在选择发动机的结构和组件时，可以根据流动特性，使用湍流削减技术来保证发动机安全性能。

这项技术可以有效地帮助我们了解空气动力学特性，从而精确地理解发动机的工作原理。

另外，还可以使用多种窗口对发动机参数进行优化，例如选择最优的进气道尺寸和发动机怠速，以及实现最佳的燃烧效率。

此外，数值分析技术还可以帮助我们了解混气比的影响，实现高效的燃烧，并开发有效的燃烧控制策略。

反折式二元超声速进气道设计及数值研究

反折式二元超声速进气道设计及数值研究进入超声速状态的飞行器需要有一个高效的进气道来通过飞行条件五彩斑斓的变化帮助满足重要的飞行参数。

这里讨论的是一种叫做反折式二元超声速进气道的设计。

该进气道被设置为非常紧凑，但同时也能提供有效的进气，满足超声速飞行的需要。

它的设计允许从低温的外部环境进入机腔，使内部能够保持一定压力，以有效地驱动飞行参数，减少飞行风险，延长飞行时间。

反折式二元超声速进气道是一种具有复杂流动特性的结构，它的设计可以显著改善进气道的工作性能，从而满足超声速飞行的要求。

它的原理是根据空气的流动特性来调整进气道的弯曲度，使其在入口处折叠，出口处张开，这样形成一条弯曲的通道，使进气可以在低温的环境中迅速而有效地流动。

数值研究用来研究反折式二元超声速进气道的性能，以确定进气道的最佳工作参数，以满足超声速飞行的要求。

研究使用了流体力学方法，计算压力和速度变化，以及计算抵销机内运动物体受到的压力，并且可以模拟复杂的流程，如在反折式二元超声速进气道的弯曲形状和不同的加速度，以及不同的入门和出门压力条件等。

结果表明，反折式二元超声速进气道的设计可以有效地改善进气道的性能，有效地驱动重要的飞行参数，在连续或间歇飞行状态下，反折式二元超声速进气道可以有效地控制飞行参数。

反折式二元超声速进气道是一种可靠、有效的进气道设计，可以满足超声速飞行机器的要求。

它的设计可以有效地控制飞行参数，减少飞行风险，延长飞行时间，提高飞行性能。

因此，反折式二元超声速进气道的设计和研究具有重要的意义，可以有效地实现飞行参数的控制，提高飞行安全性，促进飞行器的研制和应用。

总之，反折式二元超声速进气道对于超声速飞行有重要的作用，它的设计和数值研究可以提高进气道的性能，使飞行参数达到控制要求，这样可以促进飞行安全性，并促进飞行器的研发和应用。

反折式二元超声速进气道设计及数值研究

反折式二元超声速进气道设计及数值研究进气道设计是任何动力机械系统中效率、可靠性和安全性最重要的设计变量之一。

随着航空发动机技术的发展，进气道设计一直在持续改进，以实现更高的速度、更低的噪声水平、更低的排放水平和更强的耐热性能。

反折式二元超声速进气道设计是最新的研究方向，用于提高进气性能的效率和安全性，因为它具有更低的摩擦损失和更好的稳定性。

反折式二元超声速进气道设计是一种折叠形状，由多个段落组成，每一段落从一个等角度向另一个等角度折叠。

这样的设计可以增大空气动力学效率，并降低摩擦损失。

对于二元超音速反折式进气道，重要的因素包括几何参数，如折叠角度、轴比、管道长度和外径等，以及流动参数，如入口静压和温度等。

在设计参数的优化中，计算流体动力学(CFD)结果对于决定反折式进气道的最佳参数至关重要。

为了实现上述目标，本文以《反折式二元超声速进气道设计及数值研究》为标题，采用数值研究方法，以OVerFuse OpenAIR模拟程序将反折式二元超音速进气道与右旋螺旋形进气道进行比较，通过计算流场分析和结构分析，从而较好地理解反折式二元超声速进气道的性能特征。

首先，本文对反折式二元超声速进气道的不同几何参数进行了模拟，包括折叠角度、轴比、管道长度、外径等模拟参数。

基于流场分析，结果表明，管道内的空气流动特性随折叠角度的增加而减弱，管道的速度和压力也随角度的增大而减小。

然后，本文模拟了反折式二元超声速进气道的流动性能，结果表明，与右旋螺旋形进气道相比，反折式二元超声速进气道的推进效率和流场稳定性均有所提高，总体耗能也减少。

最后，本文还基于结构分析将反折式二元超声速进气道的最佳设计参数进行了优化，提高了推进效率，而摩擦损失也有所降低，这些都极大地提高了进气道的性能。

综上所述，反折式二元超声速进气道是一种性能优异的进气道设计，它通过调整设计参数，可以极大地提高推进效率，而摩擦损失也有所减少，为汽车和航空发动机设计提供了一种新的可行方案。

定几何混压式轴对称超声速进气道气动特性数值仿真和实验验证

定几何混压式轴对称超声速进气道气动特性数值仿真和实验验证谢旅荣;郭荣伟【期刊名称】《航空学报》【年(卷),期】2007(028)001【摘要】针对一种马赫数为4一级的定几何混压式超声速轴对称进气道进行了数值仿真研究,并和风洞试验结果进行对照,验证了本文所采用计算方法的可靠性.利用CFD方法获得了进气道激波系分布、内通道流场分布和沿程静压分布,并对Ma=4下稳定亚临界状态进行了分析.研究结果表明:①超临界状态下,随着进气道出口反压的提高,结尾激波系向喉道方向移动,结尾激波损失减小,总压恢复系数提高;②迎角的增加对进气道的迎风侧和背风侧影响增大,结尾激波系由对称分布向一边倾斜的趋势增大,背风侧的承受反压能力下降,总压恢复系数随之下降;③随着来流马赫数的增加,激波损失加大,总压恢复系数随之下降,同时由于激波角变小,激波也越靠近外唇罩,溢流减小,流量系数增大,在激波贴口后流量系数基本保持不变;④通道内的静压分布曲线清晰地反映了内通道沿程激波系情况;⑤在大于贴口马赫数工作时,结尾激波系被推出唇口的情况下,由于滑流层作用出现一个类似外压缩式的气动通道,从而存在稳定的亚临界状态.【总页数】6页(P78-83)【作者】谢旅荣;郭荣伟【作者单位】南京航空航天大学,能源与动力学院,江苏,南京,210016;南京航空航天大学,能源与动力学院,江苏,南京,210016【正文语种】中文【中图分类】V211.3【相关文献】1.定几何二元倒置"X"型混压式超声速进气道实验 [J], 万大为;郭荣伟2.定几何混压式轴对称超声速进气道的稳定性实验 [J], 谢雪明;郭荣伟3.双下侧定几何二元混压式进气道的流场特征和气动性能分析 [J], 谢旅荣;郭荣伟4.定几何二元倒置“X”型混压式超声速进气道数值仿真与实验验证 [J], 万大为;郭荣伟5.定几何混压式轴对称超声速进气道设计及性能计算 [J], 陈兵;徐旭;王元光;蔡国飙因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

二元高超声速进气道变几何技术研究的开题报告

二元高超声速进气道变几何技术研究的开题报告
一、研究背景
高超声速技术是当今世界上最前沿的一项航空航天领域技术。

在过去的几十年里，高超声速技术不断发展和进步，不仅具有重要的军事战略意义，而且在民用领域也有广泛应用，如航空运输、高速运输、火箭发射等。

高超声速飞行器是指飞行速度超过5倍音速的飞行器，其进气道变几何技术是指在高速飞行中通过改变进气道几何形态，以达到调整空气流量和气流质量的目的。

二、研究目的
本研究旨在探索二元高超声速进气道变几何技术的原理和应用，从而提高高超声速飞行器的飞行性能、降低系统成本、提高可靠性和安全性，以及推动我国高超声速技术的发展。

三、研究内容和方法
1.研究二元高超声速进气道变几何技术的原理和基本特征，包括流动物理学的基本原理、进气道结构的参数设计、变形机构的设计和控制策略等。

2.基于计算流体力学仿真方法，对二元高超声速进气道变几何技术的流动特性进行数值模拟和分析，以评估其性能、优化设计、提高可靠性和安全性。

3.建立二元高超声速进气道变几何技术的试验平台，通过实验方法验证计算流体力学仿真模型的准确性和优化设计的有效性。

四、研究意义和价值
本研究将有助于推动我国高超声速技术的发展，提高高超声速飞行器的飞行性能、降低系统成本、提高可靠性和安全性。

同时，研究成果
还将为国家军事战略和民用领域的高超声速飞行器的发展提供重要的技术支持，促进我国航空航天事业的繁荣发展。

超声速几何可调二元进气道设计优化算法研究

超声速几何可调二元进气道设计优化算法研究徐雪平;王爱峰【摘要】为满足超声速二元进气道的气动性能和宽马赫数工作的要求,探索了一种气流角可调式进气道的方案,采用区间搜索优化算法,完成了设计马赫数3.5,起动马赫数2.0的几何可调进气道的最优设计.通过CFD数值结果验证了准确性.结果表明:①与设计值相比,最优设计的几何可调进气道在所有工作马赫数条件下的总体性能均得到较大提升;②通过优化算法估算得到的进气道的性能参数与CFD数值结果相差不大.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2014(014)019【总页数】7页(P135-141)【关键词】超声速;几何可调;二元进气道;优化算法;起动【作者】徐雪平;王爱峰【作者单位】中航发动机有限责任公司;中航空天发动机研究院有限公司,北京100028【正文语种】中文【中图分类】V231.3二元进气道[1]是目前超声速进气道设计中最热门的一种类型，它由前体构成的外压缩面、内压缩段和喉道段组成。

进气道的主要功能是超声速来流经过楔面形成的一系列斜激波压缩来流，为燃烧室提供所需品质的空气。

进气道应以尽量小的熵增损失完成来流的捕获和压缩，以提升冲压发动机的热力循环效率。

进气道的设计必须同时兼顾捕获率(流量捕获系数)、压缩能力(总压恢复系数)、宽马赫数工作和自起动等需求。

为了满足超声速飞行器宽马赫数飞行要求，进气道必须能够在宽马赫数下高效地工作。

金志光等[2]研究表明:定几何进气道无法从根本上解决宽马赫数范围的工作，变几何方案是必然的发展趋势。

常见的几何可调方式有:外罩伸缩式[3]和气流角可调式[4]，这两种调节方式从根本上来讲，都是在调节内压缩段的伸缩比。

内压缩段的伸缩比是决定进气道能否的起动的一个关键参数。

在二元进气道设计中，满足性能要求和结构要求的进气道型面构型往往有多种，这就需要通过优化设计算法来实现。

Safarik 等[5]、Smart等[6]以总压恢复系数为单目标，对超燃冲压发动机几何参数进行了优化设计;刘晓伟等[7]同样以总压恢复系数为单目标，采用遗传算法对宽马赫数固冲二元进气道进行了优化设计。

超声速进气道数学模型研究

超声速进气道数学模型研究
超声速进气道数学模型研究
应用数值模拟方法对二级斜板可调的二元混压式超声速进气道的内流场性能进行了研究,根据数值模拟二元混压式超声速进气道内流场的计算结果,得出每个网格点上的压力、温度、速度及密度等参数,从而求出进气道的总压恢复系数和流量系数,并归纳出进气道主要性能参数与状态参数和几何调节参数之间的关系,得出进气道的特性曲线,建立了二元超声速进气道的数学模型.利用此数学模型,可确定进气道在不同状态下的主要内特性参数值,并作为建立带进气道、矢量喷管的发动机数学模型的建模基础,对进气道、发动机、矢量喷管的一体化控制有重要的参考价值.
作者：卢燕樊思齐马会民作者单位：西北工业大学,航空动力与热力工程系,陕西,西安,710072 刊名：推进技术 ISTIC EI PKU 英文刊名： JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY 年，卷(期)：2002 23(6) 分类号： V235.15 关键词：超声速进气道进气道总压恢复系数进气道流量系数数学模型。

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直增加而迎风侧减小，两侧总的流量变化不大；大迎角（一６９）态下，但在～。状背风侧进气道总压恢复系数和流
量系数均下降剧烈，迎风侧进气道总压恢复系数虽有下降但流量系数却有所上升。本文为倒置 ” 型进气道而ｘ”
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第３９卷第３期
２００７年６月
南京航空
航
天
大
学学报
Ｖｏ．９Ｎｏ３１３．
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Ｊｎ．２０ｕ０７
定几何二元倒置 “ 型混压式超声速进气道实验Ｘ＂
万大为郭荣伟
（京航空航天大学能源与动力学院，京，１０６南南２０１）
摘要：对一种定几何二元倒置 “ 型布局的混压式进气道进行了风洞吹风实验，到了进气道的析。果表明，着来流马赫数的增加，气道总压恢复系数不断减小，量系数却先增加，设计点达到最结随进流在大值后减小。当迎角变化时，背风侧进气道呈现不同的特性，小迎角ａ６状态下，风侧进气道总压恢复系迎在＜。背数先上升后下降，风侧进气道总压恢复系数却保持一直缓慢下降，流量系数方面，风侧进气道流量系数一迎在背
的设计提供了实验依据。
关键词：元混压；Ｘ型布局；声速进气道；倒置二 “” 超中图分类号：１．Ｖ２１３文献标识码：Ａ文章编号：０５２１（０７０ —２７０１０ —６５２０）３０７ —５
Ａｂｔａｔｓｒｃ：Ａｆｘｄｇｅｉｅ — ｏｍｅｒｔ — ｍｅｓｏａｍｉｅｃｔｙｗＯｄｉｎｉｎｌｘｄ— ｏｍｐｒｓｉｓｅｓｎｉｉｌｔｅｓｏｎｕｐｒｏｃｎｅｗｉｈｗｅｐｆｒｒｔｓｅｏｗａｄｈｉｈ—ｉｈｔｉｅｔｄｉｎｕｅ．Ｔｈｅｉｅｓｄｅｉｅｎａ “ ”ｔｐｅｍｉｓｌｏｎｉｕｒｔｏｎ．Ｒｅｕｌｓｇｌｇｓｔｓｅｎａｗｉｄｔｎｎ１ｎｌｔｉｓｇｎｄｉｎＸｙｓｉｅｃｆｇａｉｓｔ
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ＷａａｅｎＤｗｉ，ＧｕｎｇｅｏＲｏｗｉ
（ｌｅｅｏｅｇｎｏｒＥｎｉｅｒｎＣｏｌｇｆＥｎｒｙａｄＰｗｅｇｎｅｉｇ，ＮａｊｇＵｎｖｒｉｆＡｅｏａｔｓ＆Ａｓｒｎｕｉｓｎｉｉｅｓｔｏｒｎｕｉｎｙｃｔｏａｔｃ，Ｎａｊｇ，２０１ｎｉｎ１０６，Ｃｈｎｉａ）
ｏｂａｎｄａｈｅｉｉ．（ｔｉｅｔｔｅｄｓｇｎｐｏｎｔ２）Ｗｈｅｈｅａｎｔｎｇｌｔａｋｉｉｅｅｓｔａ。ｈｏａｒｓｕｅｒｃｖ— ｅｏｆａｔｃｓｒｓｄｌｓｈｎ６，ｔｅｔｔｌｐｅｓｒｅｏｃｙｏｆｔｅｆｏｗｎｔｅｉｎｌｔｉｒａｅｎｄｔｎｆｌｓ，ｗｈｉｈｅｗｉｄｗａｄｓｄｅｉｅｅａｉｃｅｓｒｈｌｉｈｅｌｅｓｄｅｉｅｎｃｅｓｓａｈｅａｌｌｔｎｅｒｉｎｌｔｒｔｎｓｄｅｒａ — ｉｎｇ；ｔｅｍａｓｆｏｒｔｏｏｅｉｎｌｔｋｅｓｅｎｄｔｎｈｓｌｗａｉｆｌｅｓｄｅｉｅｅｐｓａｃｎｔａｈｅｗｉｄｗａｄｓｄｅｉｌｔｇｅｗｎ，ＳｈａｈｅｒｉｎｅｏｓｄｏＯｔｔｔ