搜索结果: 1-14 共查到“航空、航天科学技术 超燃冲压发动机”相关记录14条 . 查询时间(0.154 秒)
高超声速飞行器在飞行接力点和巡航结束点受喷管冷、热态膨胀状态不同的影响,会产生较大的冷、热态俯仰力矩差,从而对飞行器姿态控制带来较大困难.针对该问题,研究了下唇板可调方案对降低冷、热态俯仰力矩差的有效性,对不同下唇板角度进行数值模拟,得到了喷管性能参数.结果表明:下唇板旋转6°时,设计马赫数Ma=4.5下冷、热态俯仰力矩差下降29.57%,推力系数减小0.42%.并且进行了下唇板角度可调方案的风洞...
对固体燃料超燃冲压发动机燃烧面退移速率（简称燃速）研究现状和进展进行了详细阐述，分别从固体燃料类型、燃烧室构型、理论预估模型、数值模拟及实验研究等方面出发，论述了固体燃料在超声速流动下燃速研究的进展和难点；从亚燃冲压发动机、热防护层、富氧环境下绝热层烧蚀3个方面提炼出可以用于超燃冲压发动机燃速研究的经验和方法：①提出了加强针对固体燃料超声速流动中受热行为、传热传质过程的研究方向；②深入探索了固体超...
以某型煤油燃料超燃冲压发动机整机模型为研究对象，对发动机外流场的流动与发动机内的流动燃烧过程开展了耦合三维数值模拟研究.燃烧室壁面静压计算结果与实验数据吻合良好，平均相对误差为4.9%，验证了数值方法的有效性.结果表明：内流场的流动燃烧状况既受到外流场捕获空气流量的限制，又会反过来影响着外流场的激波结构；泄压孔对保持发动机中各部件流量匹配起到关键作用；由于进气道内激波与边界层的相互作用以及泄压孔诱...
超燃冲压发动机流量匹配机理
双模态超燃冲压发动机 集总参数方程 临界面积法 流量匹配 总压
2014/5/15
采用基于集总参数方程的燃烧室性能计算模型，辅以临界面积法，应用于隔离段和燃烧室的一维流场计算，实现了双模态超燃冲压发动机各种模态下的隔离段和燃烧室的流量匹配计算，并分析了流量匹配工作机理.结果表明：在未分离超燃模态与分离超燃模态下，增加燃烧室供油流量，隔离段和燃烧室流量匹配是通过流道中的喉道处马赫数降低来实现的；在跨燃模态与亚燃模态下，增加燃烧室供油流量，流量匹配主要是通过提高燃烧室流道中热力喉道...
超燃冲压发动机尾喷管与燃烧室直接相连,由于没有几何喉道和收缩段的整流作用,实际尾喷管的进口气流是非均匀的。为了研究非均匀进口对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响,以非均匀马赫数分布为目标,设计了非均匀出口风洞,并进行了风洞出口流场校核试验,试验校核得到的马赫数与目标值的最大偏差只有1.95%。在此基础上,进行了非均匀进口对超燃冲压发动机尾喷管气动性能影响的数值模拟研究,并进行了相应的风洞试验,试验与数...
为掌握不同构型的超燃冲压发动机喷管在不同方位的红外辐射强度分布,采用反向蒙特卡罗(RMC)法,研究了平面膨胀面、曲面膨胀面和有侧板曲面膨胀面3种喷管构型在3~5 μm波段的红外辐射特性,分析了不同喷管的红外辐射在方位上的分布规律。结果表明:3种喷管的红外辐射在铅垂面上呈现明显的非对称性,在-70°~-40°探测范围内红外辐射特征最强;曲面喷管产生的喷流局部高温区位置靠下,在下方探测的红外辐射强度高...
双模态超燃冲压发动机流量匹配的临界面积法
双模态超燃冲压发动机 集总参数模型 工作模态 热力喉道 临界面积法
2014/5/19
建立基于控制体法的0-D守恒方程(流量连续方程、动量守恒方程和能量守恒方程)的热力喉道(Ma=1.0)求解集总参数模型,该模型包括了壁面摩擦模型、燃油喷射模型、燃油雾化掺混模型和化学动力学模型.并针对集总参数模型求解热力喉道的特殊性,提出了基于流量平衡的临界面积法,应用于隔离段和燃烧室的1-D流场计算,实现了双模态超燃冲压发动机具有热力喉道时的各种模态的隔离段和燃烧室的流量平衡计算,精确捕捉到热力...
空气节流对超燃冲压发动机燃烧室起动点火影响的数值研究
空气节流 起动点火 激波串 火焰稳定 超燃冲压发动机燃烧室
2014/5/16
利用空气节流在流场中产生激波串,有效地辅助燃料实现起动点火.非定常Navier-Stokes方程数值模拟研究了空气节流对超燃冲压发动机燃烧室起动点火的影响,分析了起动点火时间段(0~1.0ms)内空气节流 对流场参数的影响.数值模拟结果表明:在燃烧室入口马赫数为2.0、静温为548.8K、静压为101555.9 Pa,乙烯燃料当量比为0.5,先锋氢辅助点火的条件下,距离发动机入口845mm处,节流...
为了探寻研究超燃冲压发动机隔离段内复杂流动的新方法,采用耦合的双分布函数格子-Boltzmann方法(LBM)对不同条件下隔离段内的流动进行了研究,分析了出口反压、进口马赫数、进口附面层厚度对隔离段流动特性的影响.结果表明:随着出口反压、进口附面层厚度的增加,以及进口马赫数的减小,可使激波串起始位置前移.结果说明耦合的双分布函数LBM有望成为研究超燃冲压发动机内复杂流场的一种有效的数值模拟手段.
固体燃料超燃冲压发动机燃烧室的数值仿真
超燃冲压发动机 数值模拟 流场特性 燃料退移速率
2016/9/20
基于一种固体燃料超燃冲压实验发动机的实验数据，使用数值模拟软件分别对超燃冲压发动机燃烧室的 初始状态以及启动后的燃烧流动进行数值模拟。采用用户自定义函数方式给定PMMA 燃料进口边界。数值模拟结果 显示：燃烧室流场特性分布符合理论分析；燃烧室固体燃料壁面的燃料退移速率与实验数据有一定差异，但是整个 燃面沿轴向的燃速分布规律与实验值近似；沿轴向的燃面附近的压力分布与实验结果较为吻合。研究结果表明：该...
超燃冲压发动机多凹腔串联燃烧室阻力研究
多凹腔燃烧室 超燃冲压发动机 凹腔火焰稳定器 阻力
2010/9/7
在直连式试验台上，采用等截面燃烧室对多个凹腔同侧串?贾玫娜忌帐业淖枇辛耸匝檠芯俊７治隽税记簧疃确直鹞?0、15和20 mm，凹腔长深比分别为5和7的不同凹腔组合、凹腔顺序、凹腔距离和凹腔数目在不同燃料当量比下的燃烧室内阻。研究结果表明，在同一燃料当量比下，燃烧室内串联凹腔数目越多，阻力越大，单个阻力较大的凹腔组合后总阻力较大；燃料喷射方式和当量比对燃烧室阻力变化规律影响较大，在小当量比时氢气燃...
燃烧室构型在超燃冲压发动机研究中占有举足轻重的地位，其内部流动及燃烧机理极其复杂。通过引进极差的概念，利用综合平衡法对试验数据的分析，研究了不同当量比及不同燃料喷射形式对碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室热态内推力及内推力综合比冲等性能的影响，发现燃烧室第三扩张段角度和第四扩张段角度对其性能影响尤为重大，第一扩张段角度影响最小，且随着燃料喷射位置的前移，第二扩张段角度的影响越来越大。:
超燃冲压发动机性能的初步分析
高超声速飞行器 超燃冲压发动机 性能分析
2009/3/9
超燃冲压发动机是发展高超声速技术的关键，以其为动力装置的高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机对于国防安全、未来空间作战和航天运输都有重要意义。用热力循环的方法对超燃冲压发动机的性能作了初步的分析，建立了超燃冲压发动机准一维性能计算分析模型，并分析了一些影响参数对发动机效率的影响。准一维的性能计算方法可作为多层次高超声速动力推进系统性能计算模型的第一层次的计算模型，具有简单、快捷的特点。影响参数...