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超声速下颔式进气道/前机身一体化方案设计
被引量：
8
1
作者
王新月
廉小纯
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2002年第2期142-145,共4页
为了改善飞机的作战效能 ,使飞机能安装大功率的雷达 ,对某型飞机的进气道改型为包含头锥激波在内的三波系外压缩下颔形式。将下颔式进气道与前机身进行一体化设计。并设计进气道唇口前掠倾斜 ,解决了雷达与进气道的相互干扰。对进气道...
为了改善飞机的作战效能 ,使飞机能安装大功率的雷达 ,对某型飞机的进气道改型为包含头锥激波在内的三波系外压缩下颔形式。将下颔式进气道与前机身进行一体化设计。并设计进气道唇口前掠倾斜 ,解决了雷达与进气道的相互干扰。对进气道的性能参数进行分析计算并与原型机进行对比 ,在性能满足要求的情况下 ,增加了机头空间 ,提高了飞机的作战能力。
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关键词
超声速
进气道
一体化设计
下颔式进气道
进口位置
唇口
机身
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职称材料
4种布局形式下超声速飞行器进气道气动特性实验对比
被引量：
14
2
作者
谢文忠
郭荣伟
《南京航空航天大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2011年第1期13-17,共5页
通过风洞实验数据对比分析了4种布局形式下超声速飞行器进气道的速度特性、迎角特性和侧滑角特性,所研究的进气道布局形式包括轴对称进气道、下颔式进气道、双下侧二元进气道以及"X"型倒置二元进气道,且均为定几何混压式进气...
通过风洞实验数据对比分析了4种布局形式下超声速飞行器进气道的速度特性、迎角特性和侧滑角特性,所研究的进气道布局形式包括轴对称进气道、下颔式进气道、双下侧二元进气道以及"X"型倒置二元进气道,且均为定几何混压式进气道。结果表明:(1)4种布局形式进气道性能随马赫数的变化趋势基本一致,唯有"X"型倒置二元进气道的流量系数在封口马赫数达到1后略有下降;(2)在实验范围内,下颔式进气道和双下侧二元进气道均具有良好的正迎角性能,其中以双下侧二元进气道正迎角性能最好,但是负迎角性能都较差,轴对称进气道和"X"型倒置二元进气道在6°迎角以内随迎角增加性能虽有减小,但总的来说下降不大,然而当迎角大于6°时,性能急剧降低;(3)在小侧滑角4°以内,轴对称进气道、下颔式进气道和"X"型倒置二元进气道性能均下降不大,而双下侧二元进气道则相对较差。
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关键词
超声速飞行器
轴对称
进气道
下颔式进气道
双下侧二元
进气道
“X”型倒置二元
进气道
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职称材料
题名
超声速下颔式进气道/前机身一体化方案设计
被引量：
8
1
作者
王新月
廉小纯
机构
西北工业大学航空动力与热力工程系
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2002年第2期142-145,共4页
文摘
为了改善飞机的作战效能 ,使飞机能安装大功率的雷达 ,对某型飞机的进气道改型为包含头锥激波在内的三波系外压缩下颔形式。将下颔式进气道与前机身进行一体化设计。并设计进气道唇口前掠倾斜 ,解决了雷达与进气道的相互干扰。对进气道的性能参数进行分析计算并与原型机进行对比 ,在性能满足要求的情况下 ,增加了机头空间 ,提高了飞机的作战能力。
关键词
超声速
进气道
一体化设计
下颔式进气道
进口位置
唇口
机身
Keywords
Supersonic inlet
External compression inlet
Integrated design
Tentative design
分类号
V228.7 [航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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职称材料
题名
4种布局形式下超声速飞行器进气道气动特性实验对比
被引量：
14
2
作者
谢文忠
郭荣伟
机构
南京航空航天大学能源与动力学院
出处
《南京航空航天大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2011年第1期13-17,共5页
文摘
通过风洞实验数据对比分析了4种布局形式下超声速飞行器进气道的速度特性、迎角特性和侧滑角特性,所研究的进气道布局形式包括轴对称进气道、下颔式进气道、双下侧二元进气道以及"X"型倒置二元进气道,且均为定几何混压式进气道。结果表明:(1)4种布局形式进气道性能随马赫数的变化趋势基本一致,唯有"X"型倒置二元进气道的流量系数在封口马赫数达到1后略有下降;(2)在实验范围内,下颔式进气道和双下侧二元进气道均具有良好的正迎角性能,其中以双下侧二元进气道正迎角性能最好,但是负迎角性能都较差,轴对称进气道和"X"型倒置二元进气道在6°迎角以内随迎角增加性能虽有减小,但总的来说下降不大,然而当迎角大于6°时,性能急剧降低;(3)在小侧滑角4°以内,轴对称进气道、下颔式进气道和"X"型倒置二元进气道性能均下降不大,而双下侧二元进气道则相对较差。
关键词
超声速飞行器
轴对称
进气道
下颔式进气道
双下侧二元
进气道
“X”型倒置二元
进气道
Keywords
supersonic crusing aircraft
axisymmetric inlet
chin inlet
twin-90° ventral 2D inlet
sweep-forward high-light ＂X＂-type 2D inlet
分类号
V231.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
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1
超声速下颔式进气道/前机身一体化方案设计
王新月
廉小纯
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2002
8
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职称材料
2
4种布局形式下超声速飞行器进气道气动特性实验对比
谢文忠
郭荣伟
《南京航空航天大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2011
14
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职称材料
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