一种鼻锥钝化高超声速轴对称进气道流动特性实验

高文智， 李祝飞， 杨基明

中国科学技术大学 近代力学系， 合肥 230027

一种鼻锥钝化高超声速轴对称进气道流动特性实验

高文智， 李祝飞， 杨基明*

中国科学技术大学 近代力学系， 合肥 230027

前缘钝化尺度是高超声速进气道设计中的关键参数。针对一种前体锥加弯曲压缩面的高超声速轴对称进气道，选取最大尺度为3.2 mm (5%唇缘半径)的几种典型鼻锥钝化半径，在马赫数Ma=6来流，及模型安装攻角为0°、4°、7°的条件下开展鼻锥钝化尺度对进气道流动性能影响的实验研究。采用纹影拍摄及压力测量记录各来流条件下进气道前体流场结构及壁面压强分布，并在无攻角来流条件下利用微型扰流器进行边界层强制转捩研究。结果表明，对无攻角来流而言，即使是尺度高达3.2 mm的钝化半径对进气道前体流场结构及壁面静压分布也基本没有影响。此来流条件下，几种不同鼻锥钝化半径的前体压缩面均出现小范围流动分离，而添加扰流器后该分离区均消失。钝化尺度的影响随着攻角的增加而显现，尽管不同鼻锥钝化尺度下迎风面流场及壁面压强分布几乎没有差别，但背风面随钝化尺度增大表现为边界层明显增厚、流动趋于不稳定。其中最大钝化尺度R=3.2 mm的构型在4°攻角来流时背风面即出现明显的分离区，而7°攻角来流时背风面更是出现大范围流动分离、进气道背风侧不起动，并导致进气道内部壁面压强显著下降。

高超声速流； 轴对称进气道； 鼻锥钝化； 攻角来流； 流动分离

高超声速进气道作为超燃冲压发动机(Scramjet)助燃气流的捕获及压缩部件，其设计的优劣直接影响发动机的工作性能。合理的高超声速进气道设计需要考虑多方面因素，如进气道起动、高温气体效应、前缘钝化和边界层流态等[1]。其中前缘钝化作为工程常用的热防护手段，虽然提高了机体对气动热荷载的抵抗力，但会造成前缘激波位置偏移、波后流场的熵层效应[1]等，进而影响进气道的流动特性。围绕前缘钝化对进气道流动特性的影响，国内外在钝化方法[2-3]、钝化激波形状与配波设计[4-5]、流场结构[6-7]、边界层转捩特性[8-9]以及工作性能[10-12]等方面开展了丰富的研究。

在上述研究中，针对二元进气道，Ault[6]和李祝飞[10]等通过风洞试验发现，随着前缘钝化尺度的增大, 二元进气道前体熵层厚度显著增加，进气道起动性能明显恶化。张红军和沈清[8]的实验结果表明，前缘钝化尺度的增大会推迟二元进气道前体边界层转捩。王晓栋[11]和陈雪冬[12]等数值模拟研究显示，二元进气道/乘波体构型性能参数随鼻部钝化尺度的增大而显著下降。对于轴对称进气道，王卫星和郭荣伟[9]采用数值模拟方法考察全湍流及非强迫转捩两种流态下鼻锥钝化尺度对进气道性能的影响。高文智等[5]提出一种可用于鼻部钝化进气道的快速设计方法，利用其分析鼻锥钝化尺度对轴对称进气道流动特性的影响，并进行相应的计算流体动力学(CFD)对比考察。已有研究结果表明，前缘钝化会明显改变高超声速二元进气道流动特性，但在无攻角来流下对轴对称进气道流动性能的影响并不显著。

然而，在实际飞行过程中，为提供飞行所需的气动升力，进气道通常在有攻角来流下工作。对于轴对称进气道而言，有攻角来流下迎风面压缩程度增大、背风面压缩程度下降，这使进气道出现自迎风面向背风面的横向流动，进气道的流动特性与无攻角来流存在明显差异。但现有针对有攻角来流轴对称进气道的钝化影响研究尚少见发表。为客观全面地评价鼻锥钝化尺度对轴对称进气道流动性能的影响，亟需开展不同攻角来流下的特性研究。

本文针对一种前体锥加弯曲压缩面的高超声速轴对称进气道构型，开展鼻锥钝化尺度对高超声速轴对称进气道流动特性影响的实验研究。在实验考察的基础上，分析归纳鼻锥钝化尺度对轴对称进气道流动特性的影响规律，以期在机理认识的基础上，为工程设计提供有价值的参考。

1 实验模型

本文研究的轴对称进气道构型设计马赫数Ma=6.5, 前体压缩面是由10°锥面及后续总偏转角为9.7°的弯曲压缩面组成。进气道唇口气流偏转角为9.1°，内收缩比为1.58，总收缩比为6.41。其中前体压缩面采用文献[5]的特征线方法设计，并进行相应的黏性修正。进气道内压缩段采用圆弧曲线过渡连接水平隔离段，设计时一方面考虑进气道构型的长度约束，另一方面考虑出口马赫数及起动性能约束。如图1所示，实验模型捕获半径为64 mm，喉道高度为4.72 mm，基准鼻锥钝化尺度为0.8 mm。为方便实验操作与结果的比对，不同钝化尺度的模型鼻锥采用可更换结构。图2中鼻锥构件钝化半径(后文简称R)包括0、0.8、1.6、3.2 mm，其中R=3.2 mm对应5%模型捕获半径。

图1 实验模型CAD尺寸图及安装照片

2 实验方法

实验在南京航空航天大学高超声速风洞[13]中进行。选择与设计马赫数最接近的Ma=6来流进行实验研究，模型安装攻角分别为0°、4°、7°，典型自由来流总温为570 K、总压为0.8 MPa。实验测量手段包括纹影拍摄与壁面静压测量。纹影拍摄时高速摄影典型帧频为3 000 frame/s，分辨率为512 pixel×512 pixel，压力测量点分布在中心体迎风、背风子午面(见图1)，测压系统数据采样率为1 000 Hz。

在无攻角来流时还采用微型扰流器进行边界层强制转捩研究。扰流器的材质为聚四氟乙烯，厚度为1 mm，横截面是边长为3 mm、最小内角为60°的菱形。如图2所示，扰流器粘附在鼻锥构件的末端，流向距离唇缘为175 mm，周向数目为12个。

图2 鼻锥构件照片Fig.2 Photograph of model noses

3 实验结果与讨论

3.1 无攻角来流下鼻锥钝化尺度的影响

图3为无攻角来流条件下，R=0, 0.8, 3.2 mm这3种鼻锥钝化尺度构型实验纹影照片。从图3中可以看出，随着鼻锥钝化尺度的增大，鼻锥附近的前缘激波向外偏移，但下游圆弧压缩面波系结构与唇口前缘激波位置基本不变。3种钝化尺度构型所对应的流场结构差别不明显，并且在进气道入口附近的前体压缩面上均出现小范围的流动分离。由此可见，无攻角来流时，鼻锥钝化尺度在5%捕获半径内轴对称进气道流场结构变化不显著，这与文献[11]和文献[12]数值模拟研究结论一致。至于前体边界层分离，推测是由唇口激波入射中心体边界层产生，详细分析见下文。

图3 0°攻角来流下不同钝化尺度进气道的纹影照片(Ma =6)Fig.3 Schlieren photographs of inlet on various nose scales at α=0° (Ma = 6)

除了纹影照片的定性分析外，还可根据中心体壁面压强分布定量分析鼻锥钝化尺度对轴对称进气道流场参数的影响。图4为0°攻角来流下4种不同钝化尺度构型中心体壁面沿程的压比曲线，其中纵坐标为壁面压强与来流静压的无量纲比值。从图4中压比曲线的变化趋势可以看出，在激波入射点上游(X<0.30 m)4种构型的压比曲线基本吻合；入射点下游进气道内部的压比曲线略有差异，但整体上升下降的波动趋势基本相同。这与图3中前体流场结构基本不变相呼应，进一步说明无攻角来流条件下，5%捕获半径内的鼻锥钝化尺度对轴对称进气道流动特性影响不显著。

图4 0°攻角来流下不同钝化尺度构型中心体壁面的压比分布(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，在前期的进气道设计和预测研究中，CFD湍流模拟结果并未出现明显的流动分离。由此推测图3中的前体分离区可能是由于进气道转捩位置偏后，唇口激波入射层流边界层而产生。为验证分析的可靠性，同时考察湍流流态下鼻锥钝化尺度的影响规律，采用微型扰流器开展了边界层强制转捩实验。分别对R=0.8 mm和R=3.2 mm的构型进行了考察，对应的纹影照片及中心体压强曲线分别如图5和图6所示。

将图5(a)和图5(b)分别与图3(b)和图3(c)进行对比可以发现，尽管图5中扰流器的干扰使前缘激波的形状发生些许改变，但在唇缘附近的激波位置与图3差别不大；此外，图5中进气道入口附近无可见的分离区或分离激波，说明扰流器确实有抑制流动分离的效果。对比图6中扰流器添加前后中心体壁面的压强分布，可以看出，添加扰流器后进气道入口附近(0.23 m

图5 0°攻角来流下添加扰流器后不同钝化尺度进气道的纹影照片(Ma=6)Fig.5 Schlieren photographs of tripped inlet on various nose scales at α=0°(Ma=6)

图6 0°攻角来流下添加扰流器前后中心体壁面的压比比较(Ma = 6)Fig.6 Comparison of centerbody pressure ratio between untripped and tripped inlet at α=0° (Ma=6)

图7 0° 攻角来流下R=0.8 mm构型的实验与CFD中心体压比对比 (Ma=6)Fig.7 Comparison of centerbody pressure ratio between experiments and CFD when R=0.8 mm at α=0° (Ma = 6)

为进一步评价扰流器的转捩效果及其对进气道性能参数的影响，这里将实验数据与CFD全湍流模拟结果进行对比。采用Fluent[14]进行二维CFD全湍流模拟，湍流模型采用Spalart-Allmaras (S-A)模型，计算网格壁面Y+<5。从图7中可以看出，CFD湍流模拟结果与添加扰流器的实验压力数据基本吻合，表明添加扰流器后流场与湍流更为一致，并且扰流器对进气道内部流动的干扰不明显。对比添加扰流器后图5和图6中R=0.8 mm与R=3.2 mm构型的实验结果可知，无攻角来流湍流流态下鼻锥钝化尺度5%捕获半径内轴对称进气道流动特性变化不显著。

3.2 有攻角来流下鼻锥钝化尺度的影响

同无攻角来流相比，有攻角来流轴对称进气道迎风面压缩量增加、背风面压缩量减小，流场存在自迎风面向背风面的压力梯度，进气道流动三维性突显。这里就实验纹影照片与迎风、背风面的测压数据进行鼻锥钝化尺度影响规律的归纳与初步分析。

4°攻角来流条件下，R=0.8, 1.6, 3.2 mm构型的纹影照片如图8所示。同图3相比，进气道迎风面(图8中下壁面)前缘激波向中心体偏移，并同弯曲壁面压缩波系作用后交于唇缘附近；背风面前缘激波远离中心体，在壁面附近出现明显的滑移线。从图8中可以看出，当R从0.8 mm

增加到3.2 mm时，迎风面的激波位置、边界层厚度变化不明显，但背风面钝头附近的前缘激波明显向外偏移，并且附面层厚度增加、流动滑移线向上偏移。其中R=3.2 mm构型(见图8(c))的背风面出现流动分离，纹影照片中可见明显的分离激波。

图8 4°攻角来流下不同鼻锥钝化尺度进气道的纹影照片(Ma = 6)Fig.8 Schlieren photographs of inlet on various nose scales at α=4° (Ma = 6)

7°攻角来流条件下，R= 0.8, 1.6, 3.2 mm构型的纹影照片如图9所示。随来流攻角的增大，同图8相比，图9中迎风面和背风面流场结构的差异更加明显，其中迎风面前缘激波进一步偏向中心体，而背风面激波继续远离中心体壁面、滑移线向上偏移。由于背风面激波强度的进一步减弱，纹影照片中也显得不够清晰。当R从0.8 mm增加到3.2 mm时，进气道迎风面激波形状及流场结构基本不变；而背风面前缘激波向外偏移、滑移层增厚，其中R=3.2 mm构型(见图9(c))的背风面出现大范围非定常流动分离，分离区在径向上从中心体壁面延伸到进气道入口外部，进气道背风侧不起动。

图9 7°攻角来流下不同鼻锥钝化尺度进气道的纹影照片(Ma = 6)Fig.9 Schlieren photographs of inlet on various nose scales at α=7° (Ma = 6)

图10 不同攻角来流下进气道中心体壁面的压比分布曲线 (Ma=6)Fig.10 Centerbody pressure ratio of inlet on various AOAs (Ma=6)

综上所述，有攻角来流下，随鼻锥钝化尺度增加轴对称进气道迎风面流场结构基本不变，但背风面流动附面层增厚、流动趋向不稳定。这在进气道中心体壁面压强分布中也有对应的体现。图10(a)和图10(b)分别列出4°与7°攻角来流条件下，R=0.8, 1.6, 3.2 mm这3种构型的壁面压比曲线。从图中可以看出，迎风面压比(虚线)要明显高于背风面压比(实线)，并且随来流攻角的增大两者差距更加明显。当鼻锥钝化尺度从0.8 mm增大至3.2 mm时，图10(a)与图10(b)中各钝化尺度构型迎风面压强曲线基本重合，仅在进气道内部略有差异。这与纹影照片(见图8和图9)所显示的迎风面前体流场结构基本不变一致，也可间接说明进气道内部流场结构是稳定的。但在进气道背风侧，4°攻角来流时由于背风侧前缘激波随钝化尺度增大向外偏移，对应图10(a)中背风侧前体壁面压比曲线略有降低。不过图10(a)中进气道内部R= 0.8 mm与R=1.6 mm的构型差别较小，而R=3.2 mm构型(见图8(c))由于背风面出现明显的分离区，因而在分离区内(0.26 m0.28 m)压比曲线重新趋于一致。对于7°攻角而言，图10(b)中R=0.8 mm与R=1.6 mm构型背风侧压比曲线基本一致。而R=3.2 mm构型(纹影见图9(c))则由于背风面大范围分离而导致进气道不起动，背风面进气道内部几乎无激波压缩，因而内部壁面压比远低于其他构型，下降幅度可达40%。

由此可见，有攻角来流下随鼻锥钝化尺度的增大背风面流动趋向不稳定，并且在R=3.2 mm时(5%捕获半径)可能会出现流动分离甚至进气道不起动现象。究其原因，这里从流动的角度对背风面流动进行定性分析。首先，有攻角来流下轴对称进气道迎风面压缩量增大，背风面压缩量减小，这一方面导致进气道存在自迎风面向背风面的横向流动，使背风面附面层增厚；另一方面背风面前体压缩量减小，无分离时唇口激波强度增加，入口处逆压梯度增加。壁面边界层厚度的增加与逆压梯度的升高均导致背风侧入口处更容易出现流动分离。其次，有攻角来流下钝化鼻锥的流动驻点向迎风面偏移[15]，这使得背风面“包含”的钝头圆弧区域更多、钝头的膨胀角度更大、背风面熵层效应更加明显，导致背风面边界层流动趋于不稳定。此外，对于锥形流场，虽然有攻角来流下背风面转捩位置相对无攻角来流向上游移动，但鼻锥钝化尺度的增大会推迟转捩过程，使转捩距离增大、转捩位置向下游移动[16]，边界层转捩位置的推迟又易于出现边界层分离。

由于现有实验结果仅有前体纹影照片及壁面压强曲线，难以对轴对称进气道内部流场结构细节等进行定量的分析。因而针对有攻角来流下鼻锥钝化高超声速轴对称进气道的流动，还需要进一步深入细致和更全面的分析研究，包括三维CFD模拟和边界层强制转捩等。

4 结 论

1) 鼻锥钝化对高超声速轴对称进气道流动特性的影响规律同二元进气道明显不同。对于二元进气道，较小的鼻锥钝化尺度即可导致进气道流动特性出现显著变化。但对于轴对称进气道，一定鼻锥钝化尺度范围内进气道流动特性变化不明显。

2) 无攻角来流鼻锥钝化尺度在5%捕获半径内，轴对称进气道流场结构、壁面压强分布变化很小。本文实验条件下前体存在小范围分离，添加扰流器后分离区消失，此时测压数据与CFD湍流模拟结果相符。

3) 有攻角来流条件下，风洞试验显示，轴对称进气道迎风面流场结构与沿程压强分布随鼻锥钝化尺度增大基本不变；背风面激波向外偏移，边界层厚度增加，流动趋向不稳定。其中R=3.2 mm(5%唇缘半径)的构型在4°攻角时背风面出现明显分离；7°攻角时背风面出现大范围分离、进气道背风侧不起动，导致内部壁面压比显著下降。相关机理的揭示和流动规律的认识还需要进一步的深入研究。

4) 在实际高超声速轴对称进气道设计中，可适当增大鼻锥钝化尺度以提高其热防护能力，但需要对有攻角来流情况下，可能引起的背风面流动性能恶化给予足够的重视。

[1] van Wie D M. Scramjet inlets, scramjet propulsion[C]∥Murthy S N B, Curran E T, editors. Progress in Astronautics and Aeronautics. Reston: AIAA, 2001: 447-511.

[2] Tincher D J, Burnett D W. Hypersonic waverider test vehicle: a logical next step[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1994, 31(3): 392-399.

[3] Wang J G， Zhang K Y. Influence of dissymmetrical blunting leading eage of hypersonic inlet on dynamic performonce[C]∥The 4th Hypersonic Academic Technology Conference. Beijing: Institute of Mechanics, Chinese Academy of Sciences, 2011: CSTAM 2011-2741 (in Chinese). 王金光, 张堃元. 前缘非对称钝化对高超声速进气道气动性能的影响[C]∥第四届高超声速科技学术会议论文. 北京： 中科院力学所， 2011: CSTAM 2011-2741.

[4] Billig F S. Shock-wave shapes around spherical and cylindrical-nosed bodies[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1967, 4(6): 822-823.

[5] Gao W Z, Li Z F, Yang J M, et al. A combined CFD/characteristic method for design and performance prediction of hypersonic inlet with leading edge bluntness[J]. Journal of Propulsion Technology, 2013, 34(12): 1585-1592 (in Chinese). 高文智， 李祝飞， 杨基明, 等. 一种用于前缘钝化高超声速进气道设计评估的CFD/特征线组合方法及其应用[J]. 推进技术， 2013, 34(12): 1585-1592.

[6] Ault D A, van Wie D M. Experimental and computational results for the external flowfield of a scramjet inlet[J]. Journal of Propulsion and Power, 1994, 10(4): 533-529.

[7] van Wie D M, Ault D A. Internal flowfield characteristics of a scramjet inlet at Mach 10[J]. Journal of Propulsion and Power, 1996, 12(1): 158-164.

[8] Zhang H J, Shen Q. Experimental studies of leading edge bluntness effects on hypersonic inlet[J]. Journal of Propulsion Technology, 2013, 34(10): 1316-1320 (in Chinese). 张红军， 沈清. 高超声速进气道前缘钝度效应试验研究[J]. 推进技术， 2013， 34(10)： 1316-1320.

[9] Wang W X, Guo R W. Study of flow characteristics of hypersonic inlet based on boundary layer transition[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2012, 33(10): 1772-1780 (in Chinese). 王卫星, 郭荣伟. 基于边界层转捩的高超声速进气道特性[J]. 航空学报, 2012, 33(10): 1772-1780.

[10] Li Z F， Huang B, Yang J M, et al. Starting charicteristics of hypersonic inlets in shock tunnel[C]∥The 3rd Hypersonic Academic Technology Conference. Beijing: Institute of Mechanics, Chinese Academy of Sciences, 2010: CSTAM 2010-0010 (in Chinese). 李祝飞， 黄舶， 杨基明, 等. 激波风洞中高超声速进气道起动问题实验研究[C]∥第三届高超声速科技学术会议. 北京: 中科院力学所， 2010: CSTAM 2010-0010.

[11] Wang X D, Le J L. Numerical simulation of effects of leading edge on the performance of inlet[J]. Journal of Propulsion Technology, 2002, 23(6): 460-462 (in Chinese). 王晓栋， 乐嘉陵. 前缘对进气道性能影响的数值模拟[J]. 推进技术， 2002, 23(6): 460-462.

[12] Chen X D, Wang F M. Aerodynamic characteristics of waverider and its integrated configuration with blunt leading edge[J]. Journal of Aerospace Power, 2013, 23(2): 379-384 (in Chinese). 陈雪冬， 王发民. 钝化前缘乘波布局及其一体化构型气动特性[J]. 航空动力学报, 2013, 23(2): 379-384.

[13] Xu X, Wu Y Z, Cheng K M, et al. Aerodynamic configuration design of hypersonic wind tunnels[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2008, 40(2): 271-274 (in Chinese). 徐翔, 伍贻兆, 程克明, 等. 高超声速风洞气动布局设计[J]. 南京航空航天大学学报, 2008, 40(2): 271-274.

[14] Fluent 6.3 documentation[EB/OL]. [2014-06-25]. http:∥cdlab2.fluid.tuwien.ac.at/LEHRE/TURB/Fluent.Inc/fluent6.3.6/help/ index.htm.

[15] Gino M, Gary B. Three-dimensional flow around blunt bodies[J]. AIAA Journal, 1967, 5(9): 1557-1562.

[16] Schneider S P. Hypersonic laminar-turbulent transition on circular cones and scramjet forebodies[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2004, 40(1): 1-50.

Tel: 0551-63603390

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

李祝飞 男， 博士。主要研究方向： 高超声速进气道。

Tel: 0551-63601242

E-mail: lizhufei@ustc.edu.cn

杨基明 男， 博士， 教授， 博士生导师。主要研究方向： 高超声速空气动力学， 实验流体力学。

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; 录用日期： 2014-09-15; 网络出版时间： 2014-09-19 14：58

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

国家自然科学基金 (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， 李祝飞， 杨基明. 一种鼻锥钝化高超声速轴对称进气道流动特性实验[J]. 航空学报, 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： 高超声速进气道。

*通讯作者.Tel.： 0551-63603390 E-mail: jmyang@ustc.edu.cn

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