The flow structure in the hypersonic inlet and flow path of the scramjet models was investigated both experimentally and numerically. The detailed description of the shock wave facility is presented. Air flows with Mach number of 7 and 4.5 were captured on the high-speed video camera for both sharp and blunt wedge inlet models. Experimental results confirm that flows over sharp-nosed and blunt-nosed bodies may differ significantly.
Shock wind tunnel, V model, the cavity
Структура течения в воздухозаборной и проточной частях моделей ГПВРД исследовалась экспериментально и численно. Приведено подробное описание установки. Воздушные потоки с числами Маха 7 и 4,5 были зарегистрированы при помощи высокоскоростных цифровых видеокамер для случаев с обтеканием острых и затупленных клиньев с кавернами. Экспериментальные результаты подтверждают, что потоки около заостренных и затупленных тел могут значительно отличаться.
ударная аэродинамическая труба, клиновидные модели, каверны
