超声速铲形进气道数值计算及试验研究

为了研究超声速铲形进气道的气动特性，针对固定几何超声速铲形进气道，利用数值仿真计算及风洞试验，获得了来流马赫数ma∞=2.5，3.0，3.5，4.0，攻角α=-6°，-3°，0°，3°，6°，8°以及侧滑角β=3°，6°的临界性能。研究结果表明该超声速进气道具有良好的攻角特性，随着攻角的增加，总压恢复系数和流量系数增加；6°侧滑角以内进气道总压恢复系数和流量系数变化量很小。该进气道与飞行器前体一体化设计，能够很好地适应大空域、宽马赫数范围工作需求。