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超声速进气道与飞航导弹一体化发展概述 总被引:2,自引:0,他引:2
对采用冲压发动机的飞航导弹与超声速进气道一体化设计技术和发展进行了概述, 列举了各国不同进气道布局的典型飞航导弹设计特点和将来的发展趋势.同时简要分析了进气道和弹体一体化设计需要面对和解决的问题.最后对进气道弹体一体化发展进行了展望. 相似文献
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马赫数4.0颌下等熵混合压缩进气道技术研究 总被引:3,自引:0,他引:3
对一种设计马赫数4.0的等熵混合压缩颌下进气道进行了研究,采用计算流体力学和风洞试验两种手段,得到了进气道性能特性以及出口流场特性随攻角、侧滑角变化的规律。研究表明:相同设计马赫数下等熵压缩颌下进气道性能高于三锥压缩颌下进气道的性能;等熵压缩进气道在较小攻角下达到性能极值,随着攻角增大压缩效率和流量系数均会降低,随着侧滑角增大,性能降低;进气道出口流场不均匀度随着攻角的增大逐渐增大,流场畸变度不断增大;等熵压缩颌下进气道对攻角的变化比较敏感,适于以一定速度范围长时间巡航状态的导弹。 相似文献
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系统介绍了德国巴伐利亚化学公司设计反舰、空地以及空空导弹用的超声速进气道的技术和相关的研究结果,包括进气道的选型、设计马赫数的确定、吸除装置对进气道性能的影响、弹体与进气道的一体化以及进气道封闭和开启机构的设计. 相似文献
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介绍了法国微型涡轮发动机公司现有涡喷发动机的研制背景、技术差异以及发展的技术成熟度达到TRL6等级的发动机所进行的一系列技术改进,该技术已应用于全电动发动机,并准备应用于下一代预研型号。 相似文献
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