尾噴管構(gòu)型對高超聲速飛行器性能影響研究

采用二維耦合隱式歐拉方程對高超聲速飛行器內(nèi)定常無粘流場進行了數(shù)值仿真,離散采用二階迎風格式,分析了尾噴管傾角為8°、11°、13°和15°時,對高超聲速飛行器分別處于進氣道關(guān)閉、發(fā)動機通流以及發(fā)動機點火三種不同的工作狀態(tài)下性能的影響.結(jié)果表明當尾噴管傾角為11°時,飛行器的升力特性、阻力特性和俯仰力矩性能得到了較好的權(quán)衡,性能得到了較大的提高,為下一步的改進工作提供了參考.

作 者： 黃偉 柳軍 羅世彬 王振國 HUANG Wei LIU Jun LUO Shibin WANG Zhenguo   作者單位： 國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天與材料工程學(xué)院,長沙,410073  刊 名： 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報  PKU 英文刊名： JOURNAL OF PROJECTILES, ROCKETS, MISSILES AND GUIDANCE  年，卷(期)： 2008 28(4)  分類號： V235.213  關(guān)鍵詞： 高超聲速飛行器   尾噴管   升力特性   阻力特性   俯仰力矩特性  

【尾噴管構(gòu)型對高超聲速飛行器性能影響研究】相關(guān)文章：

抽吸位置對高超聲速進氣道起動性能的影響04-26

高超聲速飛行器巡航燃料消耗分析04-26

高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)熱問題討論04-26

高超聲速驗證飛行器助推分離段流場數(shù)值研究04-26

基壓對跨聲速渦輪葉柵尾跡損失影響的研究04-26

高超聲速進氣道起動特性數(shù)值研究04-27

高超聲速進氣道起動特性數(shù)值研究04-27

高超聲速飛行器飛行特性和控制的若干問題04-27

雙噴管發(fā)動機噴流對飛行器氣動特性的影響04-27

有攻角高超聲速穿甲彈氣動燒蝕的研究04-26