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

	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
会议录名称	高温气体动力学研究进展
	2011
页码	332-337
会议名称	LHD2011夏季学术研讨会
会议日期	2011
会议地点	内蒙赤峰
摘要	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。
关键词	高超声速后体/尾喷管一体化设计冷热态力矩差
课题组名称	LHD气动布局优化与计算方法
语种	中文
文献类型	会议论文
条目标识符	http://dspace.imech.ac.cn/handle/311007/47957
专题	高温气体动力学国家重点实验室
推荐引用方式 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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