IMECH-IR  > 高温气体动力学国家重点实验室
后体/尾喷管一体化设计构型对高超声速飞行器冷热态力矩差的影响
胡守超; 崔凯; 高太元; 王秀平
Source Publication高温气体动力学研究进展
2011
Pages332-337
Conference NameLHD2011夏季学术研讨会
Conference Date2011
Conference Place内蒙赤峰
Abstract高超声速飞行器一般采用两级入轨(TSTO)方式,即在一个高马赫数(Ma∞>3)飞行状态下启动并运行超燃冲压发动机作为动力推进。飞行器在转级飞行过程中,发动机由通流到点火,对飞行器的力矩性能产生极大影响。为了使飞行器在转级飞行时保持平稳,发动机工作前后后体/尾喷管对飞行器的力矩作用差应控制在一个有限的范围以内。本文通过改变后体/尾喷管构型,研究了高超声速飞行器在Ma∞=6.5 飞行状态下,尾喷管关键几何构型参数在冷态、热态(分别对应发动机通流和发动机点火状态)下对飞行器的力矩影响规律,找出调节冷热态力矩差的方法,并在飞行马赫数Ma∞=4.5 时验证了这一方法的有效性,为后体/尾喷管一体化设计提供设计参考。
Keyword高超声速 后体/尾喷管 一体化设计 冷热态力矩差
DepartmentLHD气动布局优化与计算方法
Language中文
Document Type会议论文
Identifierhttp://dspace.imech.ac.cn/handle/311007/47957
Collection高温气体动力学国家重点实验室
Recommended Citation
GB/T 7714
胡守超,崔凯,高太元,等. 后体/尾喷管一体化设计构型对高超声速飞行器冷热态力矩差的影响[C]高温气体动力学研究进展,2011:332-337.
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