雙噴管發(fā)動機噴流對飛行器氣動特性的影響

從三維薄層近似N-S方程出發(fā),采用高效ENO差分格式,對位于彈體中部兩側(cè)的雙噴管發(fā)動機噴流與馬赫數(shù)Ma∞＝0.7～0.9、攻角α＝0°～10°飛行條件下彈體繞流形成的干擾流場進行了數(shù)值模擬.研究發(fā)現(xiàn)與無噴流情況相比較,引入噴流使升力和俯仰力矩增加,壓心后移;在飛行攻角一定時,馬赫數(shù)對飛行器氣動力特性影響較小;有側(cè)風干擾時,噴流增強了航向穩(wěn)定性.對零攻角情況噴管安裝和噴管出口不對稱帶來側(cè)向力和偏航力矩也進行了研究.計算結(jié)果與飛行實驗觀測現(xiàn)象定性一致.

作 者： 劉君 劉偉   作者單位： 國防科技大學,航天與材料工程學院,湖南,長沙,410073  刊 名： 推進技術(shù)  ISTIC EI PKU 英文刊名： JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY  年，卷(期)： 2002 23(1)  分類號： V430  關(guān)鍵詞： 導(dǎo)彈推進   氣動特性   雙噴管發(fā)動機   射流   數(shù)值仿真  

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