航空学报
航空學報
항공학보
ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA
2015年
1期
232-244
,共13页
高超声速%亚燃冲压发动机%内流道%可行性%仿真计算
高超聲速%亞燃遲壓髮動機%內流道%可行性%倣真計算
고초성속%아연충압발동궤%내류도%가행성%방진계산
hypersonic%subsonic%combustion%ramjet%internal%flowpath%feasibility%simulating%calculation
为了研究亚燃冲压发动机在高超声速条件下工作的性能,采用总体性能计算方法和流体力学仿真对基于突扩燃烧的高马赫数亚燃冲压发动机内流通道进行匹配设计研究,得到了其速度特性和调节特性.结果表明,设计出的亚燃冲压发动机在高超声速范围内性能良好,能够正常工作.在接力点处,马赫数Ma=3.5,高度H=12 km,得到最大推力系数为0.649,此时比冲为13 801.2 N·s/kg;在巡航点处,Ma=5.0,H=21 km,发动机余气系数α=1.8时,得到推力系数为0.370,此时最大比冲为12 574.0 N·s/kg.研究认为,最大飞行马赫数为5～6的高超声速冲压发动机采用亚燃是可行的.
為瞭研究亞燃遲壓髮動機在高超聲速條件下工作的性能,採用總體性能計算方法和流體力學倣真對基于突擴燃燒的高馬赫數亞燃遲壓髮動機內流通道進行匹配設計研究,得到瞭其速度特性和調節特性.結果錶明,設計齣的亞燃遲壓髮動機在高超聲速範圍內性能良好,能夠正常工作.在接力點處,馬赫數Ma=3.5,高度H=12 km,得到最大推力繫數為0.649,此時比遲為13 801.2 N·s/kg;在巡航點處,Ma=5.0,H=21 km,髮動機餘氣繫數α=1.8時,得到推力繫數為0.370,此時最大比遲為12 574.0 N·s/kg.研究認為,最大飛行馬赫數為5～6的高超聲速遲壓髮動機採用亞燃是可行的.
위료연구아연충압발동궤재고초성속조건하공작적성능,채용총체성능계산방법화류체역학방진대기우돌확연소적고마혁수아연충압발동궤내류통도진행필배설계연구,득도료기속도특성화조절특성.결과표명,설계출적아연충압발동궤재고초성속범위내성능량호,능구정상공작.재접력점처,마혁수Ma=3.5,고도H=12 km,득도최대추력계수위0.649,차시비충위13 801.2 N·s/kg;재순항점처,Ma=5.0,H=21 km,발동궤여기계수α=1.8시,득도추력계수위0.370,차시최대비충위12 574.0 N·s/kg.연구인위,최대비행마혁수위5～6적고초성속충압발동궤채용아연시가행적.
