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雙噴管發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)飛行器氣動(dòng)特性的影響
從三維薄層近似N-S方程出發(fā),采用高效ENO差分格式,對(duì)位于彈體中部?jī)蓚?cè)的雙噴管發(fā)動(dòng)機(jī)噴流與馬赫數(shù)Ma∞=0.7~0.9、攻角α=0°~10°飛行條件下彈體繞流形成的干擾流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬.研究發(fā)現(xiàn)與無(wú)噴流情況相比較,引入噴流使升力和俯仰力矩增加,壓心后移;在飛行攻角一定時(shí),馬赫數(shù)對(duì)飛行器氣動(dòng)力特性影響較小;有側(cè)風(fēng)干擾時(shí),噴流增強(qiáng)了航向穩(wěn)定性.對(duì)零攻角情況噴管安裝和噴管出口不對(duì)稱帶來(lái)側(cè)向力和偏航力矩也進(jìn)行了研究.計(jì)算結(jié)果與飛行實(shí)驗(yàn)觀測(cè)現(xiàn)象定性一致.
作 者: 劉君 劉偉 作者單位: 國(guó)防科技大學(xué),航天與材料工程學(xué)院,湖南,長(zhǎng)沙,410073 刊 名: 推進(jìn)技術(shù) ISTIC EI PKU 英文刊名: JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY 年,卷(期): 2002 23(1) 分類號(hào): V430 關(guān)鍵詞: 導(dǎo)彈推進(jìn) 氣動(dòng)特性 雙噴管發(fā)動(dòng)機(jī) 射流 數(shù)值仿真【雙噴管發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)飛行器氣動(dòng)特性的影響】相關(guān)文章:
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