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高超声速飞行器飞行接力点和巡航结束点尾喷管冷、热态俯仰力矩差较大,给飞行器的飞行姿态控制造成严重影响。为了减小喷管冷、热态俯仰力矩差,提出了在喷管上膨胀面末端增加移动板进行调节的方案,并进行了详细的三维数值模拟和相应的风洞缩比冷流实验研究。计算结果表明,Ma=4.5时,调节移动板伸出400mm,喷管冷、热态力矩差最大减小21.74%,推力系数损失1.64%;Ma=6.5时,调节移动板喷管冷、热态力矩差可降低77.59%,而推力系数只减小1.35%,调节收益非常明显。最后通过将喷管各调节状态下的冷流缩比实验壁面压力数据与计算结果的对比,证明了该调节方案的计算方法及其结果是可靠的,同时得出该调节方案可以有效地降低冷、热态力矩差的结论。 相似文献
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自六十年代初到七十年代初的十几年间,在美国冲压发动机处于被冷落的地位。随着对各类战术导弹战术技术指标要求的不断提高,随着在火箭发动机技术和冲压发动机技术方面取得进一步进展和电子控制制导元件的小型化,冲压发动机又有复兴的苗头。一个重要的发展趋势是将火箭技术和冲压发动机技术结合起来,搞成组合式动力装置,如固体管道火箭、整体式火箭冲压发动机等。本文简要介绍一下整体式火箭冲压发动机在美国的研制情况。 相似文献
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法国欧洲动力装备公司(SEP)为美国延长射程拦截技术(Erint-1)导弹提供了固体火箭发动机关键性部件.这种导弹是一种灵敏的单级高超音速末段寻的导弹,是为战场导弹防御而研制的.发动机外壳和尾喷管由SEP负责设计.发动机外壳采用石墨/环氧树脂复合材料,尾喷管用碳/碳材料制成.发动机和尾喷管的总长约为1.8m,固体火箭发动机位于Erint-1导弹的中央,排气直接通过尾喷管排出. 相似文献
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本文谈的是以低超音速马赫数飞行的,用贫燃料混合物工作的冲压发动机,对通过这样冲压发动机的一元流进行了分析,并编制成了计算程序。由于增添了使用经验阻力数据的程序,一种估算发动机质量的模型和一种此例法,使得在规定了净推力和巡航飞行条件下,对于一给定的总质量,有可能计算出巡航时的飞行时间。 相似文献