定几何混压式轴对称超声速进气道的稳定性实验

对一种定几何混压式轴对称超声速进气道的稳定性进行了风洞实验研究,得到了不同状态下进气道的纹影图片、沿程静压分布以及进气道性能随出口马赫数的变化曲线,并进行了分析。结果表明:在超临界工作范围内,随着反压提高结尾激波系前移,进气道出口马赫数下降,总压恢复系数升高,而流量系数保持不变。当工作马赫数大于封口马赫数时,本研究中的混压式进气道亚临界工作状态存在稳定状态,而当马赫数低于封口马赫数时,进气道亚临界状态不稳定。     

三种不同的进气道与弹体组合体雷达散射截面特性

对三种不同进气道与弹体组合所得的三个模型进行了雷达散射截面（RCS）实验研究，三种组合分别为：埋入式进气道与多边形截面弹体的组合，埋入式进气道与常规圆截面弹体的组合、S弯进气道与常 圆截面弹体的组合，雷达散射截面特性实验和对比研究表明：圆截面弹身时，采用埋入式进气道比采用S弯进气道具有更好的隐身效果；采用埋入式进气道时，多边形截面导弹比圆截面弹身隐身性能更好。可以推断，多边形截面弹体与埋与式进气道的组合具有光明的应用前景。     

无隔道进气道RCS特性实验研究

 选定无隔道进气道口面参数,在不同的极化方式下对无隔道进气道及皮托式进气道进行了电磁散射特性实验研究。比较了2种进气道的雷达散射截面(RCS),得到了各个口面参数对无隔道进气道RCS的影响规律。研究结果表明:无隔道进气道是1种低RCS进气道;鼓包相对来流附面层的高度略低于1.2时最好,唇罩锯齿角在120°~135°最佳,唇罩内切角在60°时较好,鼓包相对唇口的位置在0.7~0.8时较好。终端开口与转动风扇的比较表明,无隔道进气道的后向散射主要来源于外罩唇口的电磁波散射。     

一种隐身外形弹体下埋入式进气道的进气机理与低速实验研究

对一种低雷达散射外形弹体下埋入式进气道的某设计方案进行了进气机理研究和低速气动实验研究。实验模型为低雷达散射的多边形弹体和埋入式进气道的组合。由于平面上的埋入式进气口进气困难，因此模型采用了由矩形进口逐渐过渡为圆形出口的进气道。通过对模型的CFD流场数值分析揭示了该平面上埋入式进气道的进气机理是进口侧梭产生涡，涡卷吸进气。通过对模型的低速气动实验研究获得了该埋入式进气道的流量特性以及气动特性随迎角和侧滑角的变化规律。结果表明，本研究所给出的进气道在低速气动实验时具有良好的流量特性和气动性能，较好地解决了埋入式进气道在平面弹身上难以进气的问题。因此可以推断，本文提出的埋入式进气道与低雷达散射弹身一体化设计具有光明的应用前景。