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作为我国航天飞机研究的一个开端，本文以美国ＮＡＳＡ高超音速研究发动机ＨＲＥ的进气道几何为模型，进行了飞行马赫数为６时的进气道各部分的气动和气动热计算，并在此基础上提出了以氢燃料作冷却剂的主动冷动结构，进行了冷却计算，证明提出的冷却结构所需要的氢用量是合理的。
高超音速进气道的冷却研究
【摘 要】
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作为我国航天飞机研究的一个开端，本文以美国ＮＡＳＡ高超音速研究发动机ＨＲＥ的进气道几何为模型，进行了飞行马赫数为６时的进气道各部分的气动和气动热计算，并在此基础上提出了以氢燃料作冷却
【机 构】
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中科院工程热物理研究所
【出 处】
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工程热物理学报
【发表日期】
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1994年2期
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