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激波诱燃冲压发动机关键技术研究 被引量：9

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摘要 激波诱燃冲压发动机作为未来吸气式高超声速飞行器最理想的动力系统之一,能有效弥补超燃冲压发动机与机身一体化设计所带来的缺点,缩短燃烧室长度减轻发动机结构重量,在宽飞行马赫数范围内保持较好性能.对激波诱燃冲压发动机基本原理进行阐述的基础上,指出了发展这种新型推进系统的关键技术,并就关键技术的研究现状做了比较详细的综述,对国内在这方面的研究思路提出了建议.
作者 黄伟 覃慧 罗世彬 王振国
机构地区 国防科技大学航天与材料工程学院
出处 《中国科学（E辑）》 CSCD 北大核心 2010年第1期64-70,共7页 Science in China(Series E)
基金 国家自然科学基金项目(批准号:90816016) 国防科技大学优秀研究生创新项目(批准号:B070101) 湖南省研究生科研创新项目(批准号:3206)资助
关键词 航空 航天推进系统 激波诱燃冲压发动机 先期点火 预混效率 起爆
分类号 V235 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
  • 相关文献

参考文献23

  • 1Sislian J P, Schirmer H, Dudebout R, et al. Propulsive performance of hypersonic oblique detonation wave and shock-induced combustion ramjets. J Propul Power, 2001, 17(3): 599-604.
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  • 4Dudebout R, Sislian J P, Oppitz R. Numerical simulation of hypersonic shock-induced combustion ramjets. J Propul Power, 1998, 14(6): 869--879.
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  • 8Parent B, Sislian J P. Turbulent hypervelocity fuel/air mixing by cantilevered ramp injectors. AIAA Paper 2001-1888,2001.
  • 9Parent B, Sislian J P. Effect of geometrical parameters on the mixing performance of cantilevered ramp injectors. AIAA J, 2003, 41(3): 448 -456.
  • 10Parent B, Sislian J P. Impact of axial vortices on mixing at a high convective mach number. AIAA J, 2003, 41(7): 1386-1388.

同被引文献67

引证文献9

二级引证文献7

中国科学（E辑）
2010年 第1期

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