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文献[13] 在相同的约束条件下运用高超声速进气道已有的相关设计方法设计了两类典型的二元进气道与侧压式进气道,利用数值模拟手段对两类进气道的流场结构和总体性能开展了对比研究.研究发现,二元进气道出口流场畸变较小,流场均匀性优于侧压式进气道;二元进气道流量系数对飞行马赫数的敏感程度远高于侧压式进气道;设计点,二元进气道性能优于侧压式进气道.非设计点,尤其在接力状态下,侧压式进气道性能突出;侧压式进气道阻力特性优于二元进气道,而二元进气道的前体升力则高于侧压式进气道.
文献{14}以飞行Ma数Ma=6,H=25km为设计点,分别采用等激波角和等激波强度设计方法,并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,分别对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二文混压式前体/进气道进行了初步设计,分析并比较了几种方案进气道的设计点和非设计点性能及二文流场。研究表明,在低飞行Ma数下,唇口带有斜楔的前体/进气道起动性能和总压恢复优于唇口平直的,在高飞行Ma数下,唇口平直的前体/进气道冲压比高、外罩阻力小,而唇口带有斜楔的前体/进气道总压恢复系数高,外罩阻力相对较大。另外,分别采用等激波角和等激波强度方法设计的前体/进气道性能相近。本文提出的方法对于二文混压式高超声速前体/进气道方案的初步筛选具有一定的适用性。
文献[15] 结合整体式固体火箭冲压发动机的特点 ,探讨了双下侧二元进气道的设计方法。文中对进气道的结构、型面设计方法和性能估算进行了较为详细地研究。通过编程实现了设计的程序化 ,并通过算例对一假想的固冲发动机进行了优化设计与计算。
本文通过对近十年来有关冲压发动机进气道入口堵盖设计的资料进行整理和分析，明晰了国内外相关领域的发展现状以及前景，为后续的定几何二元进气道入口堵盖设计奠定了基础。根据前文的分析可知，由于受到检索条件等的限制，搜集资料的过程中对国外相关资料的获取十分有限；国内虽然也进行了一系列相关领域的研究，但有关无抛出物型的进气道入口堵盖属于研发阶段，所以对次型的进气道入口堵盖的详细研究并不多见。综上，对无抛出物型的进气道入口堵盖进行初步的设计是很有必要的。