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以超燃冲压作动力的高超声速巡航飞行器与火箭动力相比,在M=6时,比冲增加二倍以上;与亚燃冲压相比,发动机内静温、静压低,从而减轻了结构强度负荷,简化了结构设计。这种巡航飞行器匕行速度快,突防与生存能力强,具有更大的作战能力。根据我国国情,本文提出了一种以碳氢燃料双模态超燃冲压作动力的高超声速巡航飞行器的方案,并针对航程1500km,重1500kg,直径0.6m,长45m的飞行器参数,估算了轨道、飞行时间、燃料消耗,确定了超燃冲压前体进气道及燃烧室的形状、尺寸,并作了超燃冲压性能计算。 相似文献
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本文提出了可压流紊流模型。所用的方法类似于K-KL双方程模型,但考虑了气流压缩性的影响。方程中的常数已由实验确定。用本模型计算了管内超音速混合流动,其理论计算曲线与实验数据相当符合,证明该模型较不可压紊流模型更为适用。 相似文献
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本文作了H_2O、O、H、OH和NO对氢-空气燃烧影响的化学动力学计算.计算范围是:压力0.02~0.2MPa,初始温度:910~2000K,当量油气比为1.0.有限速率化学反应模型包括38个反应式和13种组分的H_2-O_2-N_2系统,模型反应了氢-空气化学反应的当前最新研究成果.计算结果表明,在某些温度范围内,H_2O、O、H、OH和NO对着火时间有很大影响.反应时间并不受初始成份中自由原子和基的影响,但是初始成份中含有H_2O,将缩短反应时间.本研究关系到污染对燃烧的影响以及对于超音速燃烧冲压发动机地面试验的影响.燃烧化学动力学显然是污染影响中的一个重要因素. 相似文献
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