小型高超声速风洞的设计研究

摘要

设计了一座小型高超声速风洞,该风洞是一座自由射流暂冲式常规高超声速风洞,风洞马赫数范围为5～6;风洞的气源和加热器使用原有设备;试验介质为干燥压缩空气;风洞运行方式为压力引射式;该风洞可以用于飞行器外形的气动力试验、进气道试验、燃气舵试验等.调试结果表明:该风洞的气动性能全部满足设计要求,其主要技术指标达到了国军标先进水平.