试验导弹用火箭冲压发动机进气道

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主要介绍能够确定和优化满足试验模型任务要求的进气道的气动试验和方法。按约1/3的比例研制了能实现多种变化的模型,以便进行速度范围为Ma=1.8~2.2的S2超音速风洞试验。在S4高超音速风洞对真实空气进气道按零高度飞行的实际环境进行了综合试验。给出了模型吹风的比例效应。对得到的结果与1976年首次弹道飞行时取得的结果进行了比较。 Mainly introduces the pneumatic test and method that can identify and optimize the intake port that meets the requirements of the test model. A model that enables a variety of changes to be developed at a rate of about 1/3 for S2 supersonic wind tunnel tests with a speed range of Ma = 1.8 to 2.2. The S4 hypersonic wind tunnel conducted a comprehensive test of the real air intake at zero altitude. The proportional effect of the model blowing is given. The results obtained are compared with those obtained when the first ballistic flight was launched in 1976.
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