腹下无隔道大偏距跨声速S弯进气道气动特性的实验研究(英文)

摘要

针对腹下无隔道大偏距跨声速S弯进气道开展了高速吹风实验研究,并对得到的图谱和曲线进行了分析。结果表明:大偏距S弯扩压段第二弯的对涡是造成进气道出口总压图谱分布和畸变偏大的主要原因;在声速飞行工况下其性能接近最高,说明从气动性能的角度看,推进系统在声速时还是可能高效工作的;当来流马赫数从0.6增加到声速时,总压恢复先缓慢增加后几乎不变,表现出和常规带边界层隔道S弯进气道相反的变化趋势;进气道的性能对攻角(Ma0=0.85时α=-4°～9.4°,Ma0=1.534时α=-2°～6°)和侧滑角(Ma0=0.85时β=0°～8°,Ma0=1.534时β=0°～5°)变化不敏感。