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题名密切曲内锥乘波前体进气道低马赫数性能试验研究
被引量：8
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作者
周正
贺旭照
卫锋
乐嘉陵
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机构
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
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016年第8期1455-1460,共6页
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基金
国家自然科学基金资助项目(51376192
91216303)
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文摘
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。
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关键词
乘波体
进气道
一体化
密切内锥
风洞试验
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Keywords
Waverider
Inlet
Integration
Osculating inward cone
Wind tunnel experiment
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分类号
V235.21
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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