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  

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