超燃冲压发动机尾喷管设计

概括出了一种用于超声速/高超声速喷管的设计方法,并根据该方法编写了喷管设计程序,设计了两组不同下壁面的尾喷管.

超燃冲压发动机尾喷管设计

特征线法是流体力学中一个非常经典的方法,它的物理概念和数值处理方法都非常清晰,长期以来一直在流体力学研究领域受到重视,它在传统喷管设计上的应用已经非常成熟。本节采用特征线法,并参考G.V.R.Rao提出的最大推力喷管设计方法,对超燃冲压发动机尾喷管进行了设计,对设计过程中出现的问题进行了深入的分析。

1 喷管设计方法

本文在进行喷管设计时,用到最大推力喷管设计方法。所谓最大推力喷管设计方法,就是在以下两个约束条件下:⑴喷管长度一定,⑵通过喷管的质量流量一定,所设计的喷管能产生最大的推力。这种方法由G.V.R.Rao[51]提出,在轴对称火箭发动机喷管设计中被广泛采用,文献[52]把这种方法的应用推广到了二维非对称喷管,本文就采用这种方法,来设计超燃冲压发动机尾喷管的上壁面。

超燃冲压发动机尾喷管设计

图2-1 最大推力喷管设计方法示意图

图2-1为最大推力喷管设计方法示意图,用该方法进行喷管设计时,需要先计算核心区( ' ' )流场参数,本文通过特征线方法求解二维超声速流场来获得核心区参数。而为了使用特征线方法,必须根据喉道区域的流场情况建立一条初值线( '),从而可以由该初值线开始计算下游的流场。所以接下来,依次

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