| 大攻角(大侧滑角)下超音速后置旁侧进气道试验研究 |
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| 引用本文： | 赵克云.大攻角(大侧滑角)下超音速后置旁侧进气道试验研究[J].推进技术,1992,13(3):35-40. |
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| 作者姓名： | 赵克云 |
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| 作者单位： | 航空航天部31所 |
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| 摘 要： | 简要介绍后置旁侧进气道模型风洞吹风试验结果,特别对大攻角大侧滑角下进气道工作状态进行了详细的讨论。 本试验共设计了A、B两套模型,A模型为半锥进口,采用双下腹部后置旁侧布局;B模型为轴对称进口,采用十字型后置旁侧布局。进气道从气动上采用了单锥混合式、超额定工作设计。试验马赫数M-H为2.0,2.5;攻角为-14°,-12°,-10°,0°,10°,12°,13°;测滑角为0°,10°,12°,14°,15°。 试验结果表明A、B两模型在大攻角、大侧滑角条件下能稳定工作。在进气道拐弯突扩几股气流掺混的条件下测量总压的方案是可行的,其测出的进气道总压恢复系数是令人满意的。
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| 关 键 词： | 超音速 进气道 风洞试验 迎角 |
AN EXPERIMENTAL INVESTIGATION ON AFT BYPASS SUPERSONIC INLET PERFORMANCE AT HIGH ANGLE OF ATTACK AND YAW |
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| Zhao Keyun.AN EXPERIMENTAL INVESTIGATION ON AFT BYPASS SUPERSONIC INLET PERFORMANCE AT HIGH ANGLE OF ATTACK AND YAW[J].Journal of Propulsion Technology,1992,13(3):35-40. |
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| Authors: | Zhao Keyun |
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| Institution: | The 31 research Institute |
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| Abstract: | |
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| Keywords: | Supersonic inlet Ventral inlet wind-tunnel test Angle of attack Performance |
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