推进技术
推進技術
추진기술
JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY
1999年
5期
67-71
,共5页
航空发动机%喷管气流%超音速射流%红外辐射%红外抑制
航空髮動機%噴管氣流%超音速射流%紅外輻射%紅外抑製
항공발동궤%분관기류%초음속사류%홍외복사%홍외억제
试验测定了波反馈装置对高温超声速射流的激励效果.主喷管喉道直径为35 mm,进口总温和总压分别为800 K及274.4 kPa.结果表明,影响激励效果的主要几何参数有锥形反射器的扩张角、反射器母线长度和反射器与主喷管的相对位置.当扩张半角为45°,母线长度为40 mm以及锥形反射器起始截面与主喷管出口齐平时,激励效果最好,在X/D=6～8范围内,激励后的轴心温度可降低约120 K,并可望使超声速喷气流的红外辐射强度降低约40%～45%.
試驗測定瞭波反饋裝置對高溫超聲速射流的激勵效果.主噴管喉道直徑為35 mm,進口總溫和總壓分彆為800 K及274.4 kPa.結果錶明,影響激勵效果的主要幾何參數有錐形反射器的擴張角、反射器母線長度和反射器與主噴管的相對位置.噹擴張半角為45°,母線長度為40 mm以及錐形反射器起始截麵與主噴管齣口齊平時,激勵效果最好,在X/D=6～8範圍內,激勵後的軸心溫度可降低約120 K,併可望使超聲速噴氣流的紅外輻射彊度降低約40%～45%.
시험측정료파반궤장치대고온초성속사류적격려효과.주분관후도직경위35 mm,진구총온화총압분별위800 K급274.4 kPa.결과표명,영향격려효과적주요궤하삼수유추형반사기적확장각、반사기모선장도화반사기여주분관적상대위치.당확장반각위45°,모선장도위40 mm이급추형반사기기시절면여주분관출구제평시,격려효과최호,재X/D=6～8범위내,격려후적축심온도가강저약120 K,병가망사초성속분기류적홍외복사강도강저약40%～45%.
