本文旨在研究〞攻角對超音速衝壓管性能之影響〞。利用中正理工學院航空工程系
超音速風洞，以自由噴流（ Fre-jet ），馬赫數 2.4 進行實驗。衝壓單楔面半角
（ Half-Wedge Angle ），次音速擴散角（ Diffusion Angle ）為 7 °。並在衝
壓管出口處配置一背壓調節塞子（ Plug ）， 控制背壓之變化。 攻角之變化為
0 °、5 °、10 °、13 °、19 °、-5 °、-10 °、-13 °、-19 °等九種。
當攻角為正時，由於流量（ Mass Flow Rate ）減少，正震波度減弱，較易被背壓
（ Back Pressure ）推出進氣口。〞蜂鳴〞（ Buzz ）的現象在 5 °攻角時被發
現，攻角在 19 °時，楔面前端壓力低，攻角為 0 °時，壓力回復值（ Pressure
Recovery ）的最大實驗值為 0.706， 理論計算臨界流場（ Critical Operation
）之壓力回復值 0.784。 攻角大於 -10 °時，衝壓管之各項性能並無顯著之變化
，攻角小於 -10 °時， 氣流發生不穩的現象，流離（ Separation ）範圍擴大，
壓力回復值降低得不顯著，氣流扭曲（ Distorsion ）情況惡化。唯由實驗結果可
得，負攻角仍比正攻角為佳。
#2811545
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