火箭推进
火箭推進
화전추진
JOURNAL OF ROCKET PROPULSION
2010年
2期
1-4,19
,共5页
可调进气道%可调喷管%亚燃冲压发动机%性能
可調進氣道%可調噴管%亞燃遲壓髮動機%性能
가조진기도%가조분관%아연충압발동궤%성능
液体亚燃冲压发动机结构简单、推重比高,是高动态临近空间飞行器的最佳动力装置,临近空间飞行器的飞行速度范围宽、距离远,亟需采用几何结构可调技术来提高冲压发动机的性能.本研究对具有固定、连续可调进气道和尾喷管的冲压发动机性能进行了计算和比较.结果表明,采用连续可调喷管的冲压发动机的性能大大优于固定几何结构的冲压发动机,进气道可调带来的冲压发动机性能增加远小于喷管连续可调带来的发动机性能增加.
液體亞燃遲壓髮動機結構簡單、推重比高,是高動態臨近空間飛行器的最佳動力裝置,臨近空間飛行器的飛行速度範圍寬、距離遠,亟需採用幾何結構可調技術來提高遲壓髮動機的性能.本研究對具有固定、連續可調進氣道和尾噴管的遲壓髮動機性能進行瞭計算和比較.結果錶明,採用連續可調噴管的遲壓髮動機的性能大大優于固定幾何結構的遲壓髮動機,進氣道可調帶來的遲壓髮動機性能增加遠小于噴管連續可調帶來的髮動機性能增加.
액체아연충압발동궤결구간단、추중비고,시고동태림근공간비행기적최가동력장치,림근공간비행기적비행속도범위관、거리원,극수채용궤하결구가조기술래제고충압발동궤적성능.본연구대구유고정、련속가조진기도화미분관적충압발동궤성능진행료계산화비교.결과표명,채용련속가조분관적충압발동궤적성능대대우우고정궤하결구적충압발동궤,진기도가조대래적충압발동궤성능증가원소우분관련속가조대래적발동궤성능증가.
