【摘 要】
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应用工程设计方法,结合数值模拟,设计了一种带边界层吸除装置的超声速二元混压式进气道,并进行了风洞试验。研究表明,在进气道喉道前端进行合理流量的边界层吸除可以明显提高
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应用工程设计方法,结合数值模拟,设计了一种带边界层吸除装置的超声速二元混压式进气道,并进行了风洞试验。研究表明,在进气道喉道前端进行合理流量的边界层吸除可以明显提高进气道的总压恢复系数,增强进气道稳定工作能力。由试验数据可知,在Ma=3.0时,进气道临界总压恢复系数可达0.6附近。试验结果还表明,进气道在侧滑角β=4°时,仍然具有较高的总压恢复系数。
Based on the engineering design method and the numerical simulation, a supersonic Binary Mixed Inlet with boundary layer suction device was designed and the wind tunnel test was carried out. The research shows that the suction of the boundary layer with reasonable flow at the front of the inlet throat can obviously improve the total pressure recovery coefficient of the inlet and enhance the stability of the inlet. From the experimental data, we can see that at Ma = 3.0, the critical pressure of the inlet reaches the recovery coefficient of about 0.6. The test results also show that the inlet still has a higher total pressure recovery coefficient when the side slip angle β = 4 °.
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