航空发动机
航空髮動機
항공발동궤
AERO ENGINE
2001年
3期
25-28
,共4页
高温超声速射流%波反射激励%红外辐射%红外抑制
高溫超聲速射流%波反射激勵%紅外輻射%紅外抑製
고온초성속사류%파반사격려%홍외복사%홍외억제
试验研究了波反射装置对高温超声速射流的激励效果并初步分析了其作用机理.主喷管的喉道直径为35mm,进口总压为27.44kPa,进口总温约800K,相应的喷管出口马赫数为1.33左右.结果表明,影响激励效果的主要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,并有一个综合最佳值.在最佳结构参数下,激励后的射流轴心温度降低约120K,有望使超声速射流的红外辐射强度降低约40%～50%,红外隐身效果显著.
試驗研究瞭波反射裝置對高溫超聲速射流的激勵效果併初步分析瞭其作用機理.主噴管的喉道直徑為35mm,進口總壓為27.44kPa,進口總溫約800K,相應的噴管齣口馬赫數為1.33左右.結果錶明,影響激勵效果的主要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,併有一箇綜閤最佳值.在最佳結構參數下,激勵後的射流軸心溫度降低約120K,有望使超聲速射流的紅外輻射彊度降低約40%～50%,紅外隱身效果顯著.
시험연구료파반사장치대고온초성속사류적격려효과병초보분석료기작용궤리.주분관적후도직경위35mm,진구총압위27.44kPa,진구총온약800K,상응적분관출구마혁수위1.33좌우.결과표명,영향격려효과적주요삼수유추형반사기적확장각、반사기모선장도화반사기여주분관적상대위치,병유일개종합최가치.재최가결구삼수하,격려후적사류축심온도강저약120K,유망사초성속사류적홍외복사강도강저약40%～50%,홍외은신효과현저.
