超音速冲压喷气发动机

作品数：25被引量：219H指数：11
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封面照片说明
《现代物理知识》2012年第6期12-12,共1页
照片中的是美国研制的X51A“乘波者”极超音速喷气机，今年8月，搭乘B52轰炸机在美国加利福尼亚州莫哈韦沙漠的爱德华兹空军基地起飞测试。X51A“乘波者”极超音速喷气机是悬挂在B52轰炸机机翼下升空的，当B52轰炸机升空近5万英尺（约合...
关键词：超音速冲压喷气发动机 照片 封面 加利福尼亚州 美国军方 飞行高度 超音速飞行 轰炸机 
美国高超音飞行器测试失败
《科学大观园》2012年第18期72-72,共1页文林 
美国军方的X-51A“乘波者”极超音速喷气机采用具有革命性的超音速冲压喷气发动机，几秒内的速度便可达到每小时7242千米。如果这项技术能实现，未来的航空游客将无需忍受长途飞行之苦。
关键词：美国军方 飞行器 超音速冲压喷气发动机 测试 革命性 航空 
美国拟测试极超音速喷气机
《数码设计》2012年第9期18-18,共1页
据悉，美国军方的X-51A“乘波者”极超音速喷气机采用具有革命性的超音速冲压喷气发动机，几秒内的速度便可达到每小时7242公里。如果这项技术实现腾飞，未来的航空游客将无需忍受长途飞行之苦。
关键词：超音速冲压喷气发动机 美国军方 喷气机 测试 革命性 用具 
未来五大客机新技术被引量：4
《厦门航空》2012年第1期88-89,共2页杨孝文 
英国机械工程师协会(以下简称IMechE)对未来5种热门航空技术进行了分析,包括编队飞行、空中加油、波音试验性飞机X-48B以及超音速冲压喷气发动机,其中的编队飞行可以大幅减少燃料。IMechE的报告指出,未来的跨洋飞行或者长途飞行的客机...
关键词：超音速冲压喷气发动机 编队飞行 空中加油 超音速飞机 长途飞行 客机 机械工程师 节省燃料 试验性 动力学性能 
超燃冲压发动机尾喷管构型参数灵敏度分析被引量：12
《推进技术》2009年第6期691-695,共5页黄伟 罗世彬 王振国 
国防科技大学优秀研究生创新资助项目(B070101);湖南省研究生创新项目的资助
采用正交拉丁方设计和方差分析的方法对尾喷管气动-推进性能进行了研究,考察了设计参数对其性能的灵敏程度,发现尾喷管上壁面型线起始点切线角度和外罩后伸长度对其气动-推进性能影响显著,而外罩后掠角的影响不明显;同时,减小尾喷管上...
关键词：超音速冲压喷气发动机 尾喷管 性能 方差分析 
超燃冲压发动机内流性能的一维评估被引量：22
《推进技术》2008年第6期641-645,共5页王兰 邢建文 郑忠华 乐嘉陵 
国家"八六三"高技术研究发展计划(2003AA723042)
在准一维Eu ler方程的基础上,通过增加反映面积变化、摩擦、添质和化学反应放热的源项,发展了超燃冲压发动机推进流道计算的一维软件,可以在很短的时间内提供发动机的推力和摩擦力,同时给出发动机参数沿轴向的变化和出口值。通过日本国...
关键词：准一维Euler方程 超音速冲压喷气发动机 流道^+ 流动分布 性能评估 
超声速来流稳焰凹腔上游气体燃料横向喷注的流动混合特征被引量：11
《推进技术》2008年第3期306-311,共6页孙明波 耿辉 梁剑寒 王振国 
国家自然科学基金(90505009)
对Ma=1.7的空气超声速来流稳焰凹腔上游气体燃料横向喷注的流动混合特征进行了实验和数值模拟研究。在喷注的模拟燃料氦气中添加丙酮,采用平面激光诱导荧光技术(PLIF)观测了设置开式凹腔时燃料在展向和流向的空间分布。针对下游布置不...
关键词：超音速冲压喷气发动机 火焰稳定器 剪切层 大涡模拟^+ 
气液喷流与超声速凹腔流场的相互作用被引量：1
《推进技术》2008年第3期312-317,共6页房田文 丁猛 刘卫东 周进 
国家"八六三"项目(2002AA723060)
为了解凹腔火焰稳定器的工作过程,通过试验和数值仿真手段,对超声速条件下凹腔的流动特性进行了深入细致的研究,探讨了气/液喷流与超声速凹腔流动的相互作用机理。研究结果表明,无喷流时超声速凹腔流场具有五个典型的特征;引入喷流会引...
关键词：超音速冲压喷气发动机 超音速流动^+ 凹腔^+ 火焰稳定器 数值仿真 
超燃冲压发动机二次喷氢燃烧的数值研究
《推进技术》2008年第2期129-134,共6页周建兴 朴英 
采用有限体积法求解可压缩N-S方程及组分方程,对直壁扩张燃烧室内二次喷氢补燃进行系统的数值模拟,对燃烧室内冷热态流场以及二次氢气的喷射角度、压力和温度等因素的影响进行了系统研究。研究结果表明,喷入二次氢气可以在一定程度上改...
关键词：超音速冲压喷气发动机 氢气 超音速燃烧 数值仿真 
高超侧压式进气道简单唇口调节方案设计被引量：19
《推进技术》2008年第1期43-48,共6页金志光 张堃元 
国家"八六三"基金项目(2003AA723020)
为最大限度提高侧压式进气道流量系数,在定几何进气道基础上设计了一种唇口可调节的简单变几何方案。唇口设计成前伸的后掠三角形以完全挡住第二溢流窗同时排移侧板分离涡。利用Fluent软件研究了变几何进气道马赫6,马赫4下的气动性能,...
关键词：超音速冲压喷气发动机 进气道 流量系数 风洞实验 数值仿真 
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