| 超燃冲压发动机燃烧室热力喉道的一种新型计算方法 |
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| 引用本文： | 刘国栋,于守志,刘凤君.超燃冲压发动机燃烧室热力喉道的一种新型计算方法[J].推进技术,2014,35(6):815-821. |
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| 作者姓名： | 刘国栋 于守志 刘凤君 |
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| 作者单位： | 中国航天科工集团 三十一研究所，北京 100074;中国航天科工集团 三十一研究所，北京 100074;中国航天科工集团 三十一研究所，北京 100074 |
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| 摘 要： | 为了研究超燃冲压发动机总体性能一维计算方法,采用一种新的热力喉道计算方法,由燃烧室出口开始沿上游依次进行声速截面假设,利用流量方程、能量方程及总静压方程计算出该截面所有一维参数,再利用解析方法,计算该假设截面的临界燃烧效率梯度,并由此给出热力喉道判断条件,求出热力喉道的位置。用该方法分别对马赫数3.5~6飞行条件下的发动机模型进行了计算,并与传统方法的计算结果进行对比,结果表明:该方法能够快速计算热力学喉道,具有良好的可行性,与传统方法之间的误差均在6%以内。
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| 关 键 词： | 超燃冲压发动机 热力喉道 总体性能预测 |
| 收稿时间： | 2013/6/20 0:00:00 |
| 修稿时间： | 2013/9/28 0:00:00 |
A New Approach to Predict Thermal Throat in Scramjet Combustor |
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| LIU Guo-dong,YU Shou-zhi and LIU Feng-jun.A New Approach to Predict Thermal Throat in Scramjet Combustor[J].Journal of Propulsion Technology,2014,35(6):815-821. |
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| Authors: | LIU Guo-dong YU Shou-zhi and LIU Feng-jun |
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