带分散式进气道SRM喷管扩张段补充燃烧研究
基于Fluent平台,采用有限速率/涡破碎燃烧模型和组分输运模型对分布式进气道补充燃烧装置进行了数值仿真,研究了不同飞行攻角下发动机推力的变化,以及关闭进气道进行推力矢量控制的方法.结果 表明,随着飞行攻角的增大,推力和进气道阻力先增大后减小,实际推力略大于标准推力且先增大后减小;关闭某个进气道后,该进气道出口下游二次燃烧区域消失,在喷管壁面上产生压力分布不均,产生侧向力.
固体火箭发动机、喷管、补充燃烧、矢量控制、数值模拟
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V435(推进系统（发动机、推进器）)
2019-10-10（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）
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