论文部分内容阅读
以机体／推进系统耦合、三维侧压式进气道为基本特征，设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的高超声速一体化冷流通气实验模型，在高超声速炮风洞中完成了飞行器的整体气动测力试验。在来流马赫数Ma=8．09的条件下，分别测定了飞行器结合单模块、3模块、5模块超燃冲压发动机在-4°～6°六个攻角下模型的气动力数据，并对实验结果作了分析。