技术编号：20490644
提示：您尚未登录，请点 登 陆 后下载，如果您还没有账户请点 注 册 ，登陆完成后，请刷新本页查看技术详细信息。本发明涉及高马赫数气动技术领域，特别涉及一种进气道。背景技术高马赫数飞行器具有极其重要的军事和民用价值，超燃冲压发动机是实现这种高速飞行的最具潜力的动力方式之一，进气道作为超燃冲压发动机的重要部件，其性能直接关系到整个推进系统的效率。近年来，采用曲面激波和等熵压缩相结合的内转式进气道，因其气流压缩率高、总压损失低等优异的性能，受到广泛关注。然而，由于内转式进气道前缘高度后掠，前缘根部交叉位置形成类v字形溢流口。在实际设计中，出于气动热防护和结构强度的考虑，需要对暴露在高马赫数来流中的进气道前缘做...
注意：该技术已申请专利，请尊重研发人员的辛勤研发付出，在未取得专利权人授权前，仅供技术研究参考不得用于商业用途。
该专利适合技术人员进行技术研发参考以及查看自身技术是否侵权，增加技术思路，做技术知识储备，不适合论文引用。