尾噴管構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定常無粘流場進行了數值仿真,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閉、發動機通流以及發動機點火三種不同的工作狀態下性能的影響.結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： 國防科學技術大學航天與材料工程學院,長沙,410073  刊 名： 彈箭與制導學報  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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