一種鼻錐鈍化高超聲速軸對稱進氣道流動特性實驗

高文智， 李祝飛， 楊基明

中國科學(xué)技術(shù)大學(xué) 近代力學(xué)系， 合肥 230027

一種鼻錐鈍化高超聲速軸對稱進氣道流動特性實驗

高文智， 李祝飛， 楊基明*

中國科學(xué)技術(shù)大學(xué) 近代力學(xué)系， 合肥 230027

前緣鈍化尺度是高超聲速進氣道設(shè)計中的關(guān)鍵參數(shù)。針對一種前體錐加彎曲壓縮面的高超聲速軸對稱進氣道，選取最大尺度為3.2 mm (5%唇緣半徑)的幾種典型鼻錐鈍化半徑，在馬赫數(shù)Ma=6來流，及模型安裝攻角為0°、4°、7°的條件下開展鼻錐鈍化尺度對進氣道流動性能影響的實驗研究。采用紋影拍攝及壓力測量記錄各來流條件下進氣道前體流場結(jié)構(gòu)及壁面壓強分布，并在無攻角來流條件下利用微型擾流器進行邊界層強制轉(zhuǎn)捩研究。結(jié)果表明，對無攻角來流而言，即使是尺度高達3.2 mm的鈍化半徑對進氣道前體流場結(jié)構(gòu)及壁面靜壓分布也基本沒有影響。此來流條件下，幾種不同鼻錐鈍化半徑的前體壓縮面均出現(xiàn)小范圍流動分離，而添加擾流器后該分離區(qū)均消失。鈍化尺度的影響隨著攻角的增加而顯現(xiàn)，盡管不同鼻錐鈍化尺度下迎風(fēng)面流場及壁面壓強分布幾乎沒有差別，但背風(fēng)面隨鈍化尺度增大表現(xiàn)為邊界層明顯增厚、流動趨于不穩(wěn)定。其中最大鈍化尺度R=3.2 mm的構(gòu)型在4°攻角來流時背風(fēng)面即出現(xiàn)明顯的分離區(qū)，而7°攻角來流時背風(fēng)面更是出現(xiàn)大范圍流動分離、進氣道背風(fēng)側(cè)不起動，并導(dǎo)致進氣道內(nèi)部壁面壓強顯著下降。

高超聲速流； 軸對稱進氣道； 鼻錐鈍化； 攻角來流； 流動分離

高超聲速進氣道作為超燃沖壓發(fā)動機(Scramjet)助燃氣流的捕獲及壓縮部件，其設(shè)計的優(yōu)劣直接影響發(fā)動機的工作性能。合理的高超聲速進氣道設(shè)計需要考慮多方面因素，如進氣道起動、高溫氣體效應(yīng)、前緣鈍化和邊界層流態(tài)等[1]。其中前緣鈍化作為工程常用的熱防護手段，雖然提高了機體對氣動熱荷載的抵抗力，但會造成前緣激波位置偏移、波后流場的熵層效應(yīng)[1]等，進而影響進氣道的流動特性。圍繞前緣鈍化對進氣道流動特性的影響，國內(nèi)外在鈍化方法[2-3]、鈍化激波形狀與配波設(shè)計[4-5]、流場結(jié)構(gòu)[6-7]、邊界層轉(zhuǎn)捩特性[8-9]以及工作性能[10-12]等方面開展了豐富的研究。

在上述研究中，針對二元進氣道，Ault[6]和李祝飛[10]等通過風(fēng)洞試驗發(fā)現(xiàn)，隨著前緣鈍化尺度的增大, 二元進氣道前體熵層厚度顯著增加，進氣道起動性能明顯惡化。張紅軍和沈清[8]的實驗結(jié)果表明，前緣鈍化尺度的增大會推遲二元進氣道前體邊界層轉(zhuǎn)捩。王曉棟[11]和陳雪冬[12]等數(shù)值模擬研究顯示，二元進氣道/乘波體構(gòu)型性能參數(shù)隨鼻部鈍化尺度的增大而顯著下降。對于軸對稱進氣道，王衛(wèi)星和郭榮偉[9]采用數(shù)值模擬方法考察全湍流及非強迫轉(zhuǎn)捩兩種流態(tài)下鼻錐鈍化尺度對進氣道性能的影響。高文智等[5]提出一種可用于鼻部鈍化進氣道的快速設(shè)計方法，利用其分析鼻錐鈍化尺度對軸對稱進氣道流動特性的影響，并進行相應(yīng)的計算流體動力學(xué)(CFD)對比考察。已有研究結(jié)果表明，前緣鈍化會明顯改變高超聲速二元進氣道流動特性，但在無攻角來流下對軸對稱進氣道流動性能的影響并不顯著。

然而，在實際飛行過程中，為提供飛行所需的氣動升力，進氣道通常在有攻角來流下工作。對于軸對稱進氣道而言，有攻角來流下迎風(fēng)面壓縮程度增大、背風(fēng)面壓縮程度下降，這使進氣道出現(xiàn)自迎風(fēng)面向背風(fēng)面的橫向流動，進氣道的流動特性與無攻角來流存在明顯差異。但現(xiàn)有針對有攻角來流軸對稱進氣道的鈍化影響研究尚少見發(fā)表。為客觀全面地評價鼻錐鈍化尺度對軸對稱進氣道流動性能的影響，亟需開展不同攻角來流下的特性研究。

本文針對一種前體錐加彎曲壓縮面的高超聲速軸對稱進氣道構(gòu)型，開展鼻錐鈍化尺度對高超聲速軸對稱進氣道流動特性影響的實驗研究。在實驗考察的基礎(chǔ)上，分析歸納鼻錐鈍化尺度對軸對稱進氣道流動特性的影響規(guī)律，以期在機理認識的基礎(chǔ)上，為工程設(shè)計提供有價值的參考。

1 實驗?zāi)Ｐ?/h2>

本文研究的軸對稱進氣道構(gòu)型設(shè)計馬赫數(shù)Ma=6.5, 前體壓縮面是由10°錐面及后續(xù)總偏轉(zhuǎn)角為9.7°的彎曲壓縮面組成。進氣道唇口氣流偏轉(zhuǎn)角為9.1°，內(nèi)收縮比為1.58，總收縮比為6.41。其中前體壓縮面采用文獻[5]的特征線方法設(shè)計，并進行相應(yīng)的黏性修正。進氣道內(nèi)壓縮段采用圓弧曲線過渡連接水平隔離段，設(shè)計時一方面考慮進氣道構(gòu)型的長度約束，另一方面考慮出口馬赫數(shù)及起動性能約束。如圖1所示，實驗?zāi)Ｐ筒东@半徑為64 mm，喉道高度為4.72 mm，基準鼻錐鈍化尺度為0.8 mm。為方便實驗操作與結(jié)果的比對，不同鈍化尺度的模型鼻錐采用可更換結(jié)構(gòu)。圖2中鼻錐構(gòu)件鈍化半徑(后文簡稱R)包括0、0.8、1.6、3.2 mm，其中R=3.2 mm對應(yīng)5%模型捕獲半徑。

圖1 實驗?zāi)Ｐ虲AD尺寸圖及安裝照片

2 實驗方法

實驗在南京航空航天大學(xué)高超聲速風(fēng)洞[13]中進行。選擇與設(shè)計馬赫數(shù)最接近的Ma=6來流進行實驗研究，模型安裝攻角分別為0°、4°、7°，典型自由來流總溫為570 K、總壓為0.8 MPa。實驗測量手段包括紋影拍攝與壁面靜壓測量。紋影拍攝時高速攝影典型幀頻為3 000 frame/s，分辨率為512 pixel×512 pixel，壓力測量點分布在中心體迎風(fēng)、背風(fēng)子午面(見圖1)，測壓系統(tǒng)數(shù)據(jù)采樣率為1 000 Hz。

在無攻角來流時還采用微型擾流器進行邊界層強制轉(zhuǎn)捩研究。擾流器的材質(zhì)為聚四氟乙烯，厚度為1 mm，橫截面是邊長為3 mm、最小內(nèi)角為60°的菱形。如圖2所示，擾流器粘附在鼻錐構(gòu)件的末端，流向距離唇緣為175 mm，周向數(shù)目為12個。

圖2 鼻錐構(gòu)件照片F(xiàn)ig.2 Photograph of model noses

3 實驗結(jié)果與討論

3.1 無攻角來流下鼻錐鈍化尺度的影響

圖3為無攻角來流條件下，R=0, 0.8, 3.2 mm這3種鼻錐鈍化尺度構(gòu)型實驗紋影照片。從圖3中可以看出，隨著鼻錐鈍化尺度的增大，鼻錐附近的前緣激波向外偏移，但下游圓弧壓縮面波系結(jié)構(gòu)與唇口前緣激波位置基本不變。3種鈍化尺度構(gòu)型所對應(yīng)的流場結(jié)構(gòu)差別不明顯，并且在進氣道入口附近的前體壓縮面上均出現(xiàn)小范圍的流動分離。由此可見，無攻角來流時，鼻錐鈍化尺度在5%捕獲半徑內(nèi)軸對稱進氣道流場結(jié)構(gòu)變化不顯著，這與文獻[11]和文獻[12]數(shù)值模擬研究結(jié)論一致。至于前體邊界層分離，推測是由唇口激波入射中心體邊界層產(chǎn)生，詳細分析見下文。

圖3 0°攻角來流下不同鈍化尺度進氣道的紋影照片(Ma =6)Fig.3 Schlieren photographs of inlet on various nose scales at α=0° (Ma = 6)

除了紋影照片的定性分析外，還可根據(jù)中心體壁面壓強分布定量分析鼻錐鈍化尺度對軸對稱進氣道流場參數(shù)的影響。圖4為0°攻角來流下4種不同鈍化尺度構(gòu)型中心體壁面沿程的壓比曲線，其中縱坐標為壁面壓強與來流靜壓的無量綱比值。從圖4中壓比曲線的變化趨勢可以看出，在激波入射點上游(X<0.30 m)4種構(gòu)型的壓比曲線基本吻合；入射點下游進氣道內(nèi)部的壓比曲線略有差異，但整體上升下降的波動趨勢基本相同。這與圖3中前體流場結(jié)構(gòu)基本不變相呼應(yīng)，進一步說明無攻角來流條件下，5%捕獲半徑內(nèi)的鼻錐鈍化尺度對軸對稱進氣道流動特性影響不顯著。

圖4 0°攻角來流下不同鈍化尺度構(gòu)型中心體壁面的壓比分布(Ma = 6)Fig.4 Pressure ratio distribution of centerbody surface of inlet on various nose scales at α=0° (Ma=6)

值得指出的是，在前期的進氣道設(shè)計和預(yù)測研究中，CFD湍流模擬結(jié)果并未出現(xiàn)明顯的流動分離。由此推測圖3中的前體分離區(qū)可能是由于進氣道轉(zhuǎn)捩位置偏后，唇口激波入射層流邊界層而產(chǎn)生。為驗證分析的可靠性，同時考察湍流流態(tài)下鼻錐鈍化尺度的影響規(guī)律，采用微型擾流器開展了邊界層強制轉(zhuǎn)捩實驗。分別對R=0.8 mm和R=3.2 mm的構(gòu)型進行了考察，對應(yīng)的紋影照片及中心體壓強曲線分別如圖5和圖6所示。

將圖5(a)和圖5(b)分別與圖3(b)和圖3(c)進行對比可以發(fā)現(xiàn)，盡管圖5中擾流器的干擾使前緣激波的形狀發(fā)生些許改變，但在唇緣附近的激波位置與圖3差別不大；此外，圖5中進氣道入口附近無可見的分離區(qū)或分離激波，說明擾流器確實有抑制流動分離的效果。對比圖6中擾流器添加前后中心體壁面的壓強分布，可以看出，添加擾流器后進氣道入口附近(0.23 m

圖5 0°攻角來流下添加擾流器后不同鈍化尺度進氣道的紋影照片(Ma=6)Fig.5 Schlieren photographs of tripped inlet on various nose scales at α=0°(Ma=6)

圖6 0°攻角來流下添加擾流器前后中心體壁面的壓比比較(Ma = 6)Fig.6 Comparison of centerbody pressure ratio between untripped and tripped inlet at α=0° (Ma=6)

圖7 0° 攻角來流下R=0.8 mm構(gòu)型的實驗與CFD中心體壓比對比 (Ma=6)Fig.7 Comparison of centerbody pressure ratio between experiments and CFD when R=0.8 mm at α=0° (Ma = 6)

為進一步評價擾流器的轉(zhuǎn)捩效果及其對進氣道性能參數(shù)的影響，這里將實驗數(shù)據(jù)與CFD全湍流模擬結(jié)果進行對比。采用Fluent[14]進行二維CFD全湍流模擬，湍流模型采用Spalart-Allmaras (S-A)模型，計算網(wǎng)格壁面Y+<5。從圖7中可以看出，CFD湍流模擬結(jié)果與添加擾流器的實驗壓力數(shù)據(jù)基本吻合，表明添加擾流器后流場與湍流更為一致，并且擾流器對進氣道內(nèi)部流動的干擾不明顯。對比添加擾流器后圖5和圖6中R=0.8 mm與R=3.2 mm構(gòu)型的實驗結(jié)果可知，無攻角來流湍流流態(tài)下鼻錐鈍化尺度5%捕獲半徑內(nèi)軸對稱進氣道流動特性變化不顯著。

3.2 有攻角來流下鼻錐鈍化尺度的影響

同無攻角來流相比，有攻角來流軸對稱進氣道迎風(fēng)面壓縮量增加、背風(fēng)面壓縮量減小，流場存在自迎風(fēng)面向背風(fēng)面的壓力梯度，進氣道流動三維性突顯。這里就實驗紋影照片與迎風(fēng)、背風(fēng)面的測壓數(shù)據(jù)進行鼻錐鈍化尺度影響規(guī)律的歸納與初步分析。

4°攻角來流條件下，R=0.8, 1.6, 3.2 mm構(gòu)型的紋影照片如圖8所示。同圖3相比，進氣道迎風(fēng)面(圖8中下壁面)前緣激波向中心體偏移，并同彎曲壁面壓縮波系作用后交于唇緣附近；背風(fēng)面前緣激波遠離中心體，在壁面附近出現(xiàn)明顯的滑移線。從圖8中可以看出，當(dāng)R從0.8 mm

增加到3.2 mm時，迎風(fēng)面的激波位置、邊界層厚度變化不明顯，但背風(fēng)面鈍頭附近的前緣激波明顯向外偏移，并且附面層厚度增加、流動滑移線向上偏移。其中R=3.2 mm構(gòu)型(見圖8(c))的背風(fēng)面出現(xiàn)流動分離，紋影照片中可見明顯的分離激波。

圖8 4°攻角來流下不同鼻錐鈍化尺度進氣道的紋影照片(Ma = 6)Fig.8 Schlieren photographs of inlet on various nose scales at α=4° (Ma = 6)

7°攻角來流條件下，R= 0.8, 1.6, 3.2 mm構(gòu)型的紋影照片如圖9所示。隨來流攻角的增大，同圖8相比，圖9中迎風(fēng)面和背風(fēng)面流場結(jié)構(gòu)的差異更加明顯，其中迎風(fēng)面前緣激波進一步偏向中心體，而背風(fēng)面激波繼續(xù)遠離中心體壁面、滑移線向上偏移。由于背風(fēng)面激波強度的進一步減弱，紋影照片中也顯得不夠清晰。當(dāng)R從0.8 mm增加到3.2 mm時，進氣道迎風(fēng)面激波形狀及流場結(jié)構(gòu)基本不變；而背風(fēng)面前緣激波向外偏移、滑移層增厚，其中R=3.2 mm構(gòu)型(見圖9(c))的背風(fēng)面出現(xiàn)大范圍非定常流動分離，分離區(qū)在徑向上從中心體壁面延伸到進氣道入口外部，進氣道背風(fēng)側(cè)不起動。

圖9 7°攻角來流下不同鼻錐鈍化尺度進氣道的紋影照片(Ma = 6)Fig.9 Schlieren photographs of inlet on various nose scales at α=7° (Ma = 6)

圖10 不同攻角來流下進氣道中心體壁面的壓比分布曲線 (Ma=6)Fig.10 Centerbody pressure ratio of inlet on various AOAs (Ma=6)

綜上所述，有攻角來流下，隨鼻錐鈍化尺度增加軸對稱進氣道迎風(fēng)面流場結(jié)構(gòu)基本不變，但背風(fēng)面流動附面層增厚、流動趨向不穩(wěn)定。這在進氣道中心體壁面壓強分布中也有對應(yīng)的體現(xiàn)。圖10(a)和圖10(b)分別列出4°與7°攻角來流條件下，R=0.8, 1.6, 3.2 mm這3種構(gòu)型的壁面壓比曲線。從圖中可以看出，迎風(fēng)面壓比(虛線)要明顯高于背風(fēng)面壓比(實線)，并且隨來流攻角的增大兩者差距更加明顯。當(dāng)鼻錐鈍化尺度從0.8 mm增大至3.2 mm時，圖10(a)與圖10(b)中各鈍化尺度構(gòu)型迎風(fēng)面壓強曲線基本重合，僅在進氣道內(nèi)部略有差異。這與紋影照片(見圖8和圖9)所顯示的迎風(fēng)面前體流場結(jié)構(gòu)基本不變一致，也可間接說明進氣道內(nèi)部流場結(jié)構(gòu)是穩(wěn)定的。但在進氣道背風(fēng)側(cè)，4°攻角來流時由于背風(fēng)側(cè)前緣激波隨鈍化尺度增大向外偏移，對應(yīng)圖10(a)中背風(fēng)側(cè)前體壁面壓比曲線略有降低。不過圖10(a)中進氣道內(nèi)部R= 0.8 mm與R=1.6 mm的構(gòu)型差別較小，而R=3.2 mm構(gòu)型(見圖8(c))由于背風(fēng)面出現(xiàn)明顯的分離區(qū)，因而在分離區(qū)內(nèi)(0.26 m0.28 m)壓比曲線重新趨于一致。對于7°攻角而言，圖10(b)中R=0.8 mm與R=1.6 mm構(gòu)型背風(fēng)側(cè)壓比曲線基本一致。而R=3.2 mm構(gòu)型(紋影見圖9(c))則由于背風(fēng)面大范圍分離而導(dǎo)致進氣道不起動，背風(fēng)面進氣道內(nèi)部幾乎無激波壓縮，因而內(nèi)部壁面壓比遠低于其他構(gòu)型，下降幅度可達40%。

由此可見，有攻角來流下隨鼻錐鈍化尺度的增大背風(fēng)面流動趨向不穩(wěn)定，并且在R=3.2 mm時(5%捕獲半徑)可能會出現(xiàn)流動分離甚至進氣道不起動現(xiàn)象。究其原因，這里從流動的角度對背風(fēng)面流動進行定性分析。首先，有攻角來流下軸對稱進氣道迎風(fēng)面壓縮量增大，背風(fēng)面壓縮量減小，這一方面導(dǎo)致進氣道存在自迎風(fēng)面向背風(fēng)面的橫向流動，使背風(fēng)面附面層增厚；另一方面背風(fēng)面前體壓縮量減小，無分離時唇口激波強度增加，入口處逆壓梯度增加。壁面邊界層厚度的增加與逆壓梯度的升高均導(dǎo)致背風(fēng)側(cè)入口處更容易出現(xiàn)流動分離。其次，有攻角來流下鈍化鼻錐的流動駐點向迎風(fēng)面偏移[15]，這使得背風(fēng)面“包含”的鈍頭圓弧區(qū)域更多、鈍頭的膨脹角度更大、背風(fēng)面熵層效應(yīng)更加明顯，導(dǎo)致背風(fēng)面邊界層流動趨于不穩(wěn)定。此外，對于錐形流場，雖然有攻角來流下背風(fēng)面轉(zhuǎn)捩位置相對無攻角來流向上游移動，但鼻錐鈍化尺度的增大會推遲轉(zhuǎn)捩過程，使轉(zhuǎn)捩距離增大、轉(zhuǎn)捩位置向下游移動[16]，邊界層轉(zhuǎn)捩位置的推遲又易于出現(xiàn)邊界層分離。

由于現(xiàn)有實驗結(jié)果僅有前體紋影照片及壁面壓強曲線，難以對軸對稱進氣道內(nèi)部流場結(jié)構(gòu)細節(jié)等進行定量的分析。因而針對有攻角來流下鼻錐鈍化高超聲速軸對稱進氣道的流動，還需要進一步深入細致和更全面的分析研究，包括三維CFD模擬和邊界層強制轉(zhuǎn)捩等。

4 結(jié) 論

1) 鼻錐鈍化對高超聲速軸對稱進氣道流動特性的影響規(guī)律同二元進氣道明顯不同。對于二元進氣道，較小的鼻錐鈍化尺度即可導(dǎo)致進氣道流動特性出現(xiàn)顯著變化。但對于軸對稱進氣道，一定鼻錐鈍化尺度范圍內(nèi)進氣道流動特性變化不明顯。

2) 無攻角來流鼻錐鈍化尺度在5%捕獲半徑內(nèi)，軸對稱進氣道流場結(jié)構(gòu)、壁面壓強分布變化很小。本文實驗條件下前體存在小范圍分離，添加擾流器后分離區(qū)消失，此時測壓數(shù)據(jù)與CFD湍流模擬結(jié)果相符。

3) 有攻角來流條件下，風(fēng)洞試驗顯示，軸對稱進氣道迎風(fēng)面流場結(jié)構(gòu)與沿程壓強分布隨鼻錐鈍化尺度增大基本不變；背風(fēng)面激波向外偏移，邊界層厚度增加，流動趨向不穩(wěn)定。其中R=3.2 mm(5%唇緣半徑)的構(gòu)型在4°攻角時背風(fēng)面出現(xiàn)明顯分離；7°攻角時背風(fēng)面出現(xiàn)大范圍分離、進氣道背風(fēng)側(cè)不起動，導(dǎo)致內(nèi)部壁面壓比顯著下降。相關(guān)機理的揭示和流動規(guī)律的認識還需要進一步的深入研究。

4) 在實際高超聲速軸對稱進氣道設(shè)計中，可適當(dāng)增大鼻錐鈍化尺度以提高其熱防護能力，但需要對有攻角來流情況下，可能引起的背風(fēng)面流動性能惡化給予足夠的重視。

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Tel: 0551-63603390

E-mail: ensureme@mail.ustc.edu.cn

李祝飛 男， 博士。主要研究方向： 高超聲速進氣道。

Tel: 0551-63601242

E-mail: lizhufei@ustc.edu.cn

楊基明 男， 博士， 教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 高超聲速空氣動力學(xué)， 實驗流體力學(xué)。

Tel: 0551-63603390

E-mail: jmyang@ustc.edu.cn

*Corresponding author. Tel.： 0551-63603390 E-mail: jmyang@ustc.edu.cn

Flow characteristics experiments of a hypersonic axisymmetric inlet with nose bluntness

GAO Wenzhi, LI Zhufei, YANG Jiming*

DepartmentofModernMechanics,UniversityofScienceandTechnologyofChina,Hefei230027,China

Blunt scale of leading edge is a key parameter in the design of hypersonic inlet. Flow characteristics of a hypersonic axisymmetric inlet, of which forebody compression surfaces consisted of a cone and curved surfaces, are studied experimentally atMa=6 with nose blunt scales up to 3.2 mm (5% cowl lip radius). High speed schlieren imaging of external flow field and centerbody pressure distribution are recorded during experiments, with the model installing angles of attack of 0°, 4° and 7°. Forced transition tests are also explored with trips at angle of attack of 0°. It is shown that the variations of the forebody flowfield and pressure distribution are negligible within 3.2 mm nose radius for the horizontal freestream, while small separation regions exist around the inlet entrance. The tripped cases show obvious suppression of the flow separation, validating successful transition dominated by trips. Obvious discrepancies of nose effects have been found between windward and leeward sides of the axisymmetric inlet under the freestream angle of attack. Variations of windward flowfield and pressure distribution can be hardly noticed for current runs, while slip lines of leeward side move outward and leeward flowfields turn to be unstable with increasing nose scale. For the largest 3.2 mm nose radius, evident separation appears on the leeward side at angle of attack of 4°, corresponding to surface pressure rise in the separation region. The separation becomes more severe when the angle of attack increases and the leeward side of the inlet turns to be unstart at angle of attack of 7°, which results in remarkable pressure drop.

hypersonic flow; axisymmetric inlet; nose bluntness; freestream angle of attack; flow separation

2014-07-31； Revised： 2014-09-10； Accepted： 2014-09-15； Published online： 2014-09-19 14:58

National Natural Science Foundation of China (11132010)

2014-07-31; 退修日期： 2014-09-10; 錄用日期： 2014-09-15; 網(wǎng)絡(luò)出版時間： 2014-09-19 14：58

www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0259.html

國家自然科學(xué)基金 (11132010)

Gao W Z, Li Z F, Yang J M. Flow characteristics experiments of a hypersonic axisymmetric inlet with nose bluntness[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 302-310. 高文智， 李祝飛， 楊基明. 一種鼻錐鈍化高超聲速軸對稱進氣道流動特性實驗[J]. 航空學(xué)報, 2015, 36(1): 302-310.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2014.0259

V211.48; O354.4

A

1000-6893(2015)01-0302-09

高文智 男， 博士研究生。主要研究方向： 高超聲速進氣道。

*通訊作者.Tel.： 0551-63603390 E-mail: jmyang@ustc.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0259.html