技术编号：25992521
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。本发明涉及飞行器进气道设计技术领域，特别是涉及一种变溢流槽调节机构、超燃冲压发动机和高超声速飞行器。背景技术高超声速飞行器主要类型有可重复使用运载器和高超声速导弹等。目前，高超声速飞行器因为还无法实现仅依靠超燃冲压发动机从地面直接起飞，低马赫数下必须结合其他动力装置，因此常采用火箭基组合循环或涡轮基组合循环等组合动力，低速时火箭发动机或涡轮发动机工作，将飞行器加速到一定速度后，超燃冲压发动机开始工作。进气道的起动马赫数不但影响组合动力的实现，而且还决定了低马赫数下助推动力在整个推进系统中的比重，...
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，增加技术思路，做技术知识储备，不适合论文引用。