乘波前体相关论文
基准流场是高超声速内收缩进气道实现高效压缩的关键。本文针对基准流场的反设计方法进行了深入研究，同时探索了乘波前体与内收缩进......
以定楔角乘波体设计方法为基础,研究了影响高超/超声速乘波体“乘波”的主要因素,给出了前体前缘实际气流压缩角的确定方法及影响......
流量捕获特性是高超声速进气道的重要特性。针对一体化曲外锥乘波前体进气道,开展了流量特性精细测量分析以及实验与仿真对比研究......
以升阻比为优化目标，在来流马赫数Ma=2—4及飞行高度H=20km-24km条件下，进行了轴对称近似等熵压缩流场的乘波前体优化设计，通过CFD验......
在传统内乘波三维内转进气道设计方法的基础上，本文发展了一种具有乘波压缩特征的前体/三维内转进气道逆向设计方法。通过构造......
本文采用数值仿真的方法对二元高超声速前体/进气道一体化设计技术开展了研究,给出了基于圆锥截线、流线追踪和乘波-楔形组合的三......
论述了国内外在高超声速三维内收缩式进气道研究方面的最新研究动态,重点阐述了三维变截面内乘波式进气道的研究进展。介绍了常规......
为了探索两侧进气系统的流场结构及气动性能,采用吻切锥乘波前体、压升规律可控的一种高超声速内收缩进气道设计了两侧进气布局的......
高性能的高超声速进气道是超燃冲压发动机乃至整个高超飞行器成功的关键,而三维内收缩进气道以其独特的优势成为目前备受关注的高......
针对空天飞行器"地面起动-高速巡航"的宽马赫数飞行的设计需求,结合乘波体提高升阻比及2元进气道型面调节简单可实现的优势,设计了......
为了改善楔形乘波前体两侧大下反角对其横航向静稳定性的不利影响,利用马赫线切割方法对其进行了改进设计。该方法为在不影响进气......
在传统三维内乘波进气道设计方法的基础上,发展了一种具有乘波压缩特征的前体三维内转进气道气动融合设计方法。通过构造合适的双......
采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(osculating inwar......
