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题名超燃冲压发动机燃烧室热力喉道的一种新型计算方法
被引量：2
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作者
刘国栋
于守志
刘凤君
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机构
中国航天科工集团三十一研究所
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2014年第6期815-821,共7页
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文摘
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
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Keywords
Scramjet
Thermal throat
Overall performance prediction
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分类号
V231.2
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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