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大面积比超音速扩压器的工程设计方法
被引量：
1
1
作者
蔡湘芬
陈寿吉
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1995年第5期28-33,共6页
对大面积比超音速扩压器引射系统中的扩压器部分进行分析研究。根据扩压器引射系统流动模型建立引射理论，并通过与试验结果相对比，提出扩压器工程设计的有效方法。并编制了计算机程序进行设计计算。利用大面积比超音速扩压器系统的设...
对大面积比超音速扩压器引射系统中的扩压器部分进行分析研究。根据扩压器引射系统流动模型建立引射理论，并通过与试验结果相对比，提出扩压器工程设计的有效方法。并编制了计算机程序进行设计计算。利用大面积比超音速扩压器系统的设计方法，可以进一步提高火箭发动机高空模拟试验的模拟高度，进行多种发动机高空模拟试验。
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关键词
火箭发动机
超音速扩压器
高空模拟试验
喷管
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职称材料
火箭发动机－超音速扩压器－蒸汽引射泵组合式高空模拟试验系统的性能研究
被引量：
5
2
作者
张奎好
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1995年第2期73-79,共7页
通过对火箭发动机－超音速扩压器－蒸汽引射泵组合式高空模拟系统的理论分析和实验研究，提出了扩大ＧＳ－１高空模拟试车台试验能力的几项新方案。
关键词
液体推进剂
火箭发动机
高空试验
超音速扩压器
在线阅读
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职称材料
轴对称超音速进气道附面层控制实验研究
被引量：
2
3
作者
何中伟
张世英
《南京航空航天大学学报》
EI
CAS
1985年第2期91-100,共10页
本文介绍了在缩尺比为1:10的超音速飞机轴对称进气道几何喉道附近的中心锥体表面上,开了槽宽为4δ的附面层吸除缝,在自由流马赫数M_∞=2.10,迎角α=0°,以及在相同的结尾激波位置,或相同的尾塞锥位R°,不同的附面层吸除量对进...
本文介绍了在缩尺比为1:10的超音速飞机轴对称进气道几何喉道附近的中心锥体表面上,开了槽宽为4δ的附面层吸除缝,在自由流马赫数M_∞=2.10,迎角α=0°,以及在相同的结尾激波位置,或相同的尾塞锥位R°,不同的附面层吸除量对进气道性能的影响的初步研究结果。实验证明,在R°=0.91～0.94或流量系数φ=0.90～0.94内,用0.01的进气道捕获流量的锥面附面层吸除量,进气道的总压恢复可比无附面层吸除提高4—5.8％;周向稳态畸变降低10～54％;喘振裕度在4°～8°下,可提高5～10％。文中还特别介绍了锥面附面层吸除对几何喉道下游的通道总压分布和马赫数分布的有利影响;不同尾锥位或不同结尾激波与放气区相对位置下,附面层吸除量对锥面或外罩内表面沿程的静压恢复的影响;解释了在超临界下,中心锥肩部放气效果最差,而在稍亚临界下,波后放气效果较好的原因。
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关键词
超音速
进气道
锥面
喉道
总压
下游
超音速扩压器
曲面
河段
附面层吸除
总压恢复
附面层厚度
稳态畸变
流场畸变
斜激波
轴对称
直线反射变换
实验研究
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职称材料
题名
大面积比超音速扩压器的工程设计方法
被引量：
1
1
作者
蔡湘芬
陈寿吉
机构
北京理工大学飞行器工程系
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1995年第5期28-33,共6页
文摘
对大面积比超音速扩压器引射系统中的扩压器部分进行分析研究。根据扩压器引射系统流动模型建立引射理论，并通过与试验结果相对比，提出扩压器工程设计的有效方法。并编制了计算机程序进行设计计算。利用大面积比超音速扩压器系统的设计方法，可以进一步提高火箭发动机高空模拟试验的模拟高度，进行多种发动机高空模拟试验。
关键词
火箭发动机
超音速扩压器
高空模拟试验
喷管
Keywords
Rocket engine, Supersonic diffuser, Altitude simulation test, One dimensional flow
分类号
V435.23 [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
火箭发动机－超音速扩压器－蒸汽引射泵组合式高空模拟试验系统的性能研究
被引量：
5
2
作者
张奎好
机构
航天工业总公司
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1995年第2期73-79,共7页
文摘
通过对火箭发动机－超音速扩压器－蒸汽引射泵组合式高空模拟系统的理论分析和实验研究，提出了扩大ＧＳ－１高空模拟试车台试验能力的几项新方案。
关键词
液体推进剂
火箭发动机
高空试验
超音速扩压器
Keywords
Liquid propellant rocket engine, High altitude test f Test equipment, Supersonic diffuser
分类号
V433.9 [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
轴对称超音速进气道附面层控制实验研究
被引量：
2
3
作者
何中伟
张世英
出处
《南京航空航天大学学报》
EI
CAS
1985年第2期91-100,共10页
文摘
本文介绍了在缩尺比为1:10的超音速飞机轴对称进气道几何喉道附近的中心锥体表面上,开了槽宽为4δ的附面层吸除缝,在自由流马赫数M_∞=2.10,迎角α=0°,以及在相同的结尾激波位置,或相同的尾塞锥位R°,不同的附面层吸除量对进气道性能的影响的初步研究结果。实验证明,在R°=0.91～0.94或流量系数φ=0.90～0.94内,用0.01的进气道捕获流量的锥面附面层吸除量,进气道的总压恢复可比无附面层吸除提高4—5.8％;周向稳态畸变降低10～54％;喘振裕度在4°～8°下,可提高5～10％。文中还特别介绍了锥面附面层吸除对几何喉道下游的通道总压分布和马赫数分布的有利影响;不同尾锥位或不同结尾激波与放气区相对位置下,附面层吸除量对锥面或外罩内表面沿程的静压恢复的影响;解释了在超临界下,中心锥肩部放气效果最差,而在稍亚临界下,波后放气效果较好的原因。
关键词
超音速
进气道
锥面
喉道
总压
下游
超音速扩压器
曲面
河段
附面层吸除
总压恢复
附面层厚度
稳态畸变
流场畸变
斜激波
轴对称
直线反射变换
实验研究
分类号
V23 [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
操作
1
大面积比超音速扩压器的工程设计方法
蔡湘芬
陈寿吉
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1995
1
在线阅读
下载PDF
职称材料
2
火箭发动机－超音速扩压器－蒸汽引射泵组合式高空模拟试验系统的性能研究
张奎好
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1995
5
在线阅读
下载PDF
职称材料
3
轴对称超音速进气道附面层控制实验研究
何中伟
张世英
《南京航空航天大学学报》
EI
CAS
1985
2
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职称材料
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