尾喷管构型对高超声速飞行器性能影响研究

尾喷管构型对高超声速飞行器性能影响研究

采用二维耦合隐式欧拉方程对高超声速飞行器内定常无粘流场进行了数值仿真,离散采用二阶迎风格式,分析了尾喷管倾角为8°、11°、13°和15°时,对高超声速飞行器分别处于进气道关闭、发动机通流以及发动机点火三种不同的工作状态下性能的影响.结果表明当尾喷管倾角为11°时,飞行器的升力特性、阻力特性和俯仰力矩性能得到了较好的权衡,性能得到了较大的提高,为下一步的改进工作提供了参考.

作 者： 黄伟 柳军 罗世彬 王振国 HUANG Wei LIU Jun LUO Shibin WANG Zhenguo   作者单位： 国防科学技术大学航天与材料工程学院,长沙,410073  刊 名： 弹箭与制导学报  PKU 英文刊名： JOURNAL OF PROJECTILES, ROCKETS, MISSILES AND GUIDANCE  年，卷(期)： 2008 28(4)  分类号： V235.213  关键词： 高超声速飞行器   尾喷管   升力特性   阻力特性   俯仰力矩特性  

【尾喷管构型对高超声速飞行器性能影响研究】相关文章：

抽吸位置对高超声速进气道起动性能的影响04-26

高超声速飞行器巡航燃料消耗分析04-26

高超声速飞行器结构热问题讨论04-26

高超声速验证飞行器助推分离段流场数值研究04-26

基压对跨声速涡轮叶栅尾迹损失影响的研究04-26

高超声速进气道起动特性数值研究04-27

高超声速进气道起动特性数值研究04-27

高超声速飞行器飞行特性和控制的若干问题04-27

双喷管发动机喷流对飞行器气动特性的影响04-27

有攻角高超声速穿甲弹气动烧蚀的研究04-26