本文關(guān)鍵詞：密切曲內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道低馬赫數(shù)性能試驗(yàn)研究

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【摘要】：基于密切曲內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)方法,生成了內(nèi)外流匹配的一體化三維乘波前體進(jìn)氣道理論構(gòu)型。在幾何約束條件下,完成了實(shí)用化構(gòu)型設(shè)計(jì),其總收縮比4.6,內(nèi)收縮比2.0。開展了來流馬赫數(shù)3.0,3.5,4.0條件下的風(fēng)洞試驗(yàn)研究。試驗(yàn)研究結(jié)果表明,一體化前體進(jìn)氣道可以在來流馬赫數(shù)3.5及以上自起動(dòng);在馬赫3.5和4.0,攻角0°時(shí),其流量捕獲系數(shù)分別為0.65和0.73,最大抗反壓性能分別為26倍和38倍的來流壓力。本文的試驗(yàn)研究結(jié)果,證實(shí)了設(shè)計(jì)的一體化密切內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道能夠在吸氣式高超聲速飛行器的低馬赫數(shù)端正常工作,并具備較高的流量捕獲系數(shù)。
【作者單位】： 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速空氣動(dòng)力學(xué)研究所/高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)試驗(yàn)室;
【基金】：國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(51376192;91216303)
【分類號(hào)】：V211.7
【正文快照】： 1引言對(duì)吸氣式高超聲速推進(jìn)技術(shù)而言,推阻匹配問題仍是制約該技術(shù)發(fā)展的挑戰(zhàn)之一[1]。從氣動(dòng)的角度看,可以從提高飛行器的升阻比和改善發(fā)動(dòng)機(jī)的流量捕獲性能入手,提升飛行器的推阻特性。乘波體是高升阻比高超聲速飛行器的理想構(gòu)型;但乘波體在沒有人工修型的條件下,很難和進(jìn)氣

【相似文獻(xiàn)】

中國(guó)期刊全文數(shù)據(jù)庫(kù) 前3條

1 鄧洪偉;尚守堂;邵萬(wàn)仁;孫雨超;;基于加力內(nèi)錐冷卻的紅外隱身技術(shù)研究[J];航空發(fā)動(dòng)機(jī);2011年02期

2 賀旭照;周正;毛鵬飛;樂嘉陵;;密切曲面內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道設(shè)計(jì)和試驗(yàn)研究[J];實(shí)驗(yàn)流體力學(xué);2014年03期

3 ;[J];;年期

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本文編號(hào)：1233707