带动力缩比机体/推进一体化飞行器推阻特性试验研究
分析评估带动力的机体推进一体化飞行器推阻性能是吸气式高超声速飞行器研究的重点。本文在机体推进一体化飞行器和超燃发动机研究成果基础上，针对小口径风洞条件，设计了基本满足推阻平衡的缩比机体/推进一体化飞行器模型，利用现有Ф600脉冲燃烧风洞，开展了带动力机体/推进一体化飞行器推阻特性的试验研究。试验结果显示，一体化飞行器和超燃发动机匹配良好，发动机成功实现了点火和稳定燃烧，并取得了较高的推力收益，较好地检验了超然发动机和一体化飞行器设计、计算和试验技术水平。
高超声速飞行器 推阻特性 超燃发动机 小口径风洞 燃烧风洞 推力收益
倪鸿礼 贺伟 贺元元 乐嘉陵 刘伟雄
中国空气动力研究与发展中心计算空气动力学研究所,四川,绵阳,621000
国内会议
长沙
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20-25
2008-05-01（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）