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351.
从飞航式导弹的历史发展的观点,论述了不同时期各类动力装置在导弹中的地位和作用.指出随导弹的不断发展,战术技术性能的不断提高,目前导弹正向超音速和高超音速(Ma>2~6)、中高空(H>15~40km)、超低空(H<30~100m)和中远程(L>100km)方向发展,而航空航天技术的发展也从亚音速、超音速开始发展到高超音速.这就是说导弹和航空航天技术已经发展到进入冲压发动机最佳工作领域的新阶段.为了适应未来新一代导弹以及军民用高超音速飞行器的技术要求,就必须发展一种重量轻、体积小、速度快、射程远而机动性能又好的动力装置,而冲压及其组合推进技术则是它的最佳选择.现在冲压推进技术本身的发展已近成熟,而导弹和航空航天的技术发展又为它提供广阔的活动新天地,冲压推进技术活跃于世界舞台的新时代即将到来. 相似文献
352.
用Jameson的有限体积法,对某型号飞机在不同飞行状态下的进气道流场进行了数值模拟。求解的控制方程为三维非定常N-S方程。在对流项的计算上用二阶中心差分有限体积法,粘性项的计算则采用作者在[1]中发表的一种有限体积框架下的新的离散化技术,时间方向用多步Runge-Kutta方法进行推进,以增大CFL条件数。湍流模型则采用Baldwin-Lomax代数模型。求解过程中还采用了当地时间步长,隐式残量平均、人工粘性等加速收敛技巧。最后给出了各种飞行状态下进气逼出口截面的平均总压恢复与总压畸变,得出了比较满意的结果。 相似文献
353.
回顾了中国近年来在超燃冲压发动机领域的研究进展。首先是高超声速进气道的研究进展,包括高超声速进气道中激波与附面层干扰、起动和再起动、隔离段、进气道附面层抽吸、进气道通道内外压缩比、侧压式进气道、Busemann进气道等。其次是超声速燃烧方面的研究及模型超燃冲压发动机研究。最后对研究工作进行了评述。 相似文献
354.
提出了内乘波式进气道的设计概念。该进气道以内收缩锥轴对称流场为基础,采用流线追踪技术并截取激波面生成。它具有设计状态流量捕获能力强;三维压缩效率高;波系结构简单且无复杂角部流动,流动损失小等特点。采用该概念设计了来流马赫数6的内乘波式进气道,CFD计算结果显示:粘性对该类进气道设计具有较大影响,附面层的发展会使按无粘条件设计的进气道性能有所下降。尽管还没有进行粘性修正,在相同设计马赫数条件下,内乘波式进气道压比、流量系数和总压恢复系数等性能高于某典型侧压式进气道。 相似文献
355.
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357.
358.
为了研究高速旋转对冲压增程弹进气道的影响,对零攻角下旋转弹丸进气道入口与出口旋流数进行了理论推导,得到了旋流数的解析计算式。为了检验理论分析各项假设的合理性,并对旋流数解析式的误差进行分析,使用数值模拟的方法对某双锥进气道的流场进行了计算。分析发现,冲压弹丸进气道前方来流旋流数很小,因此旋转对进气流量影响很小;理论解析式计算所得进气道出口旋流数比数值计算结果偏大,且背压越低偏差越大;普通旋转冲压弹丸进气道出口旋流数低于0.2,由于在此弱旋流进气条件下,固体燃料冲压发动机工作状态与直流进气状态接近,因此弹丸的旋转对冲压发动机工作影响较小。 相似文献
359.
360.