%0 Journal Article
%T 大攻角(大侧滑角)下超音速后置旁侧进气道试验研究
%A 赵克云？
%J 推进技术
%P 35-40
%D 1992
%X 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。
%K 超音速进气道
%K 腹部进气道
%K 风洞试验
%K 迎角
%K 性能
%U http://www.tjjs.casic.cn/ch/reader/view_abstract.aspx?file_no=19920306&flag=1