变马赫数条件下进气道边界层吹除法数值模拟
Numerical Simulation on Blowing Method for Controlling Boundary Layer Interaction in Supersonic Inlet at Different Mach Number作者机构：北京航空航天大学航空科学与工程学院 吉林白城63853部队
出 版 物：《推进技术》 (Journal of Propulsion Technology)
年 卷 期：2013年第34卷第10期
页 面：1310-1315页
核心收录：
学科分类：082502[工学-航空宇航推进理论与工程] 08[工学] 0825[工学-航空宇航科学与技术]
基 金：北京航空航天大学研究生科技创新实践基金(YCSJ-01-201207)
主 题：超声速进气道 激波 边界层干扰控制 吹除法 变马赫数 数值仿真
摘 要：为了对超声速进气道内激波/边界层干扰控制进行研究,将进气道简化为平板/楔形体结构,用数值方法研究一段包线上吹除法抑制气流分离的性能变化趋势以及吹除气体总压、喷嘴高度对吹除性能的影响。研究表明,吹除法在一定马赫数范围内能抑制气流分离,马赫数超过设计点后,随着马赫数增大吹除性能降低。达到吹除效果后增大吹除压力和增加喷嘴高度不能提高吹除性能。随着来流马赫数增大,气流抗反压能力增强,气流分离减少。
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