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题名一种鼻锥钝化高超声速轴对称进气道流动特性实验
被引量：11
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作者
高文智
李祝飞
杨基明
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机构
中国科学技术大学近代力学系
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出处
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第1期302-310,共9页
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基金
国家自然科学基金(11132010)~~
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文摘
前缘钝化尺度是高超声速进气道设计中的关键参数。针对一种前体锥加弯曲压缩面的高超声速轴对称进气道,选取最大尺度为3.2mm(5%唇缘半径)的几种典型鼻锥钝化半径,在马赫数Ma=6来流,及模型安装攻角为0°、4°、7°的条件下开展鼻锥钝化尺度对进气道流动性能影响的实验研究。采用纹影拍摄及压力测量记录各来流条件下进气道前体流场结构及壁面压强分布,并在无攻角来流条件下利用微型扰流器进行边界层强制转捩研究。结果表明,对无攻角来流而言,即使是尺度高达3.2mm的钝化半径对进气道前体流场结构及壁面静压分布也基本没有影响。此来流条件下,几种不同鼻锥钝化半径的前体压缩面均出现小范围流动分离,而添加扰流器后该分离区均消失。钝化尺度的影响随着攻角的增加而显现,尽管不同鼻锥钝化尺度下迎风面流场及壁面压强分布几乎没有差别,但背风面随钝化尺度增大表现为边界层明显增厚、流动趋于不稳定。其中最大钝化尺度R=3.2mm的构型在4°攻角来流时背风面即出现明显的分离区,而7°攻角来流时背风面更是出现大范围流动分离、进气道背风侧不起动,并导致进气道内部壁面压强显著下降。
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关键词
高超声速流
轴对称进气道
鼻锥钝化
攻角来流
流动分离
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Keywords
hypersonic flow
axisymmetric inlet
nose bluntness
freestream angle of attack
flow separation
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分类号
V211.48
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
O354.4
[理学—流体力学]
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