密切曲内锥乘波前体进气道低马赫数性能试验研究

发布时间：2017-11-28 11:00

  本文关键词：密切曲内锥乘波前体进气道低马赫数性能试验研究

  更多相关文章： 乘波体 进气道 一体化 密切内锥 风洞试验

【摘要】：基于密切曲内锥乘波前体进气道的一体化设计方法,生成了内外流匹配的一体化三维乘波前体进气道理论构型。在几何约束条件下,完成了实用化构型设计,其总收缩比4.6,内收缩比2.0。开展了来流马赫数3.0,3.5,4.0条件下的风洞试验研究。试验研究结果表明,一体化前体进气道可以在来流马赫数3.5及以上自起动;在马赫3.5和4.0,攻角0°时,其流量捕获系数分别为0.65和0.73,最大抗反压性能分别为26倍和38倍的来流压力。本文的试验研究结果,证实了设计的一体化密切内锥乘波前体进气道能够在吸气式高超声速飞行器的低马赫数端正常工作,并具备较高的流量捕获系数。
【作者单位】： 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力学研究所/高超声速冲压发动机技术重点试验室;
【基金】：国家自然科学基金资助项目(51376192;91216303)
【分类号】：V211.7
【正文快照】： 1引言对吸气式高超声速推进技术而言,推阻匹配问题仍是制约该技术发展的挑战之一[1]。从气动的角度看,可以从提高飞行器的升阻比和改善发动机的流量捕获性能入手,提升飞行器的推阻特性。乘波体是高升阻比高超声速飞行器的理想构型;但乘波体在没有人工修型的条件下,很难和进气

【相似文献】

中国期刊全文数据库 前3条

1 邓洪伟;尚守堂;邵万仁;孙雨超;;基于加力内锥冷却的红外隐身技术研究[J];航空发动机;2011年02期

2 贺旭照;周正;毛鹏飞;乐嘉陵;;密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究[J];实验流体力学;2014年03期

3 ;[J];;年期

，

本文编号：1233707