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(jìn)行了數(shù)值仿真,離散采用二階迎風(fēng)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(jìn)氣道關(guān)閉、發(fā)動機(jī)通流以及發(fā)動機(jī)點火三種不同的工作狀態(tài)下性能的影響.結(jié)果表明當(dāng)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(jìn)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  

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