论文部分内容阅读
本文提出了乘波前体与高超声速内转进气道一体化设计概念。该进气道以楔导体为乘波前体，在来流高马赫数气流进入内转进气道之前进行预压缩，楔导体产生的激波面交于内转进气道的下唇口。采用流线追踪技术并通过楔导体产生的激波面截取内转进气道基准流场的激波面。最后形成乘波前体腹部压缩的高超声速内转进气道。采用该概念设计了设计点马赫数为6 的乘波前体与内转进气道一体化的气动构型。通过数值模拟研究了该进气道在设计点的流场特性与总体性能，并研究了飞行马赫数、飞行攻角、飞行侧滑角对进气道总体性能的影响。