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超音速燃烧室性能非定常准一维流数值模拟 被引量：21
1
作者 刘敬华 凌文辉 +2 位作者 刘兴洲 刘陵 张榛 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1998年第1期1-6,共6页
完成了超音速燃烧室内非定常准一维流的数值模拟研究。数学模型综合计及了面积变化、物质添加、化学反应、燃烧室壁面散热、壁面摩擦和变比热等各种影响因素，准确地计算出双模态超音速燃烧室的总过程，其主要优点是在未知激波位置情况... 完成了超音速燃烧室内非定常准一维流的数值模拟研究。数学模型综合计及了面积变化、物质添加、化学反应、燃烧室壁面散热、壁面摩擦和变比热等各种影响因素，准确地计算出双模态超音速燃烧室的总过程，其主要优点是在未知激波位置情况下，可以分析处理非定常的工作过程。 展开更多
关键词 超燃 冲压发动机 燃烧室 超音速燃烧 一维流
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氢/空气超声速燃烧研究 被引量：13
2
作者 俞刚 李建国 《流体力学实验与测量》 CSCD 1999年第1期1-12,共12页
Ｈ２／Ａｉｒ在两种不同的燃烧室尺寸、七种燃烧喷注方式下进行了系统的超声速燃烧实验。实验空气的滞止温度在２０００Ｋ左右，滞止压力１～１．４ＭＰａ，总流量２ｋｇ／ｓ，燃烧室进口马赫数２．５，可以模拟飞行Ｍ数为７的超燃冲压... Ｈ２／Ａｉｒ在两种不同的燃烧室尺寸、七种燃烧喷注方式下进行了系统的超声速燃烧实验。实验空气的滞止温度在２０００Ｋ左右，滞止压力１～１．４ＭＰａ，总流量２ｋｇ／ｓ，燃烧室进口马赫数２．５，可以模拟飞行Ｍ数为７的超燃冲压发动机中的燃烧工况。新开发的一维超声速燃烧程序ＳＳＣ－１可以估算出燃烧室内的流场参数、燃烧效率和总压损失。计算结果与实验进行了比较，发现较好的一致。实验结果表明，利用垂直喷射，燃烧效率可以超过８０％，同时不引起严重的总压损失。由燃烧室壁面静压分布与燃烧效率的分析发现，燃烧室燃料注射位置应避免过于集中，宜分散按规律分布，使燃烧室静压分布尽量平直以获得高燃烧效率。 展开更多
关键词 超声速燃烧 超燃 冲压发动机 燃烧效率 氢/空气
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高超声速飞行器的碳氢燃料双模态超燃冲压方案研究 被引量：10
3
作者 乐嘉陵 刘陵 《流体力学实验与测量》 CSCD 1997年第2期1-13,共13页
以超燃冲压作动力的高超声速巡航飞行器与火箭动力相比，在M＝6时，比冲增加二倍以上；与亚燃冲压相比，发动机内静温、静压低，从而减轻了结构强度负荷，简化了结构设计。这种巡航飞行器匕行速度快，突防与生存能力强，具有更大的作战... 以超燃冲压作动力的高超声速巡航飞行器与火箭动力相比，在M＝6时，比冲增加二倍以上；与亚燃冲压相比，发动机内静温、静压低，从而减轻了结构强度负荷，简化了结构设计。这种巡航飞行器匕行速度快，突防与生存能力强，具有更大的作战能力。根据我国国情，本文提出了一种以碳氢燃料双模态超燃冲压作动力的高超声速巡航飞行器的方案，并针对航程1500km，重1500kg，直径0.6m，长45m的飞行器参数，估算了轨道、飞行时间、燃料消耗,确定了超燃冲压前体进气道及燃烧室的形状、尺寸，并作了超燃冲压性能计算。 展开更多
关键词 高超音速 飞行器 冲压发动机 超燃 碳氢燃料
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美国X-51A飞行器完成首次动力飞行试验 被引量：8
4
作者 魏毅寅 张冬青 +1 位作者 叶蕾 李文杰 《飞航导弹》 北大核心 2010年第6期2-7,共6页
首先系统地分析了X-51A发展的脉络以及该项目从立项以来的关键进展,然后对2010年5月26日首次进行的动力飞行试验进行了详细地介绍,并重点评析了本次试验的技术进展及其重大意义。最后对X-51A项目所验证的高超声速武器在美国未来全球战... 首先系统地分析了X-51A发展的脉络以及该项目从立项以来的关键进展,然后对2010年5月26日首次进行的动力飞行试验进行了详细地介绍,并重点评析了本次试验的技术进展及其重大意义。最后对X-51A项目所验证的高超声速武器在美国未来全球战略构想中的重要地位进行了论述。 展开更多
关键词 X-51A 飞行试验 动力飞行 超燃 冲压发动机 战略意义
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X－51A飞行器飞行试验的故障分析 被引量：8
5
作者 白延隆 白云 《飞航导弹》 北大核心 2012年第3期27-30,46,共5页
美国开发的吸气式超燃冲压喷气发动机飞行器X-51A已经进行了两次飞行试验,分析了两次飞行故障的原因,并通过隔离段激波系统说明开发这种飞行器技术上的挑战性。
关键词 X-51A飞行器 超燃 冲压发动机 隔离段 预燃激波 系统
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基于高温热管的超燃燃烧室热防护结构 被引量：8
6
作者 韩海涛 陈智 +4 位作者 胡龙飞 陈思员 艾邦成 俞继军 曲伟 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第5期1043-1050,共8页
提出了基于先进热管理思想的燃烧室热防护结构.面板采用腔体式平板高温热管,实现面板等温化,降低局部高温区的温度;在热管腔体内部设计燃油冷却通道,实现对超燃燃烧室面板的燃油主动冷却.对其各项性能进行了数值分析,给出了设计参数对... 提出了基于先进热管理思想的燃烧室热防护结构.面板采用腔体式平板高温热管,实现面板等温化,降低局部高温区的温度;在热管腔体内部设计燃油冷却通道,实现对超燃燃烧室面板的燃油主动冷却.对其各项性能进行了数值分析,给出了设计参数对系统性能的影响规律,并完成了结构样件研制及石英灯试验考核.典型设计状态下,其单位面积质量为无氧铜面板的35.4%,高温合金面板的38.2%.石英灯局部加热条件下,面板最高温度为1 123K时最大温差为80K.相比于传统燃油冷却方式,该型防热结构能够有效提高超燃发动机燃烧室热防护的整体性能,是超燃发动机热防护的一种重要概念. 展开更多
关键词 热管 超燃 燃烧室 热防护 燃油管
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超声速燃烧室流场的数值模拟研究 被引量：5
7
作者 刘敬华 凌文辉 +3 位作者 马祥辉 刘陵 张榛 王新月 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第2期28-32,共5页
用二维Ｎ－Ｓ方程的数值计算方法，模拟了超声速燃烧室内流场结构和性能。当量油气比φ＝０．３５和φ＝０．４６，燃烧室由扩张段和等截面段组成。在给定的进口状态下，计算结果与实验数据的比较表明，壁面压力和总压恢复系数相当符合... 用二维Ｎ－Ｓ方程的数值计算方法，模拟了超声速燃烧室内流场结构和性能。当量油气比φ＝０．３５和φ＝０．４６，燃烧室由扩张段和等截面段组成。在给定的进口状态下，计算结果与实验数据的比较表明，壁面压力和总压恢复系数相当符合。对计算的燃烧效率低于实验数据的原因进行了分析，对双模态超声燃烧室设计提出了改进的意见。 展开更多
关键词 超燃 冲压发动机 燃烧室 超音速燃烧 数值仿真
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吸气式高超声速技术研究进展 被引量：7
8
作者 乐嘉陵 《西南科技大学学报》 CAS 2011年第4期1-9,14,共10页
系统总结了中国空气动力研究与发展中心在吸气式高超声速技术研究方面取得的主要进展,包括:试验设备、超燃冲压发动机、数值模拟以及机体/推进一体化飞行器。CARDC经过十多年的努力,建成和改造了三种类型的高焓设备:脉冲式燃烧加热风洞... 系统总结了中国空气动力研究与发展中心在吸气式高超声速技术研究方面取得的主要进展,包括:试验设备、超燃冲压发动机、数值模拟以及机体/推进一体化飞行器。CARDC经过十多年的努力,建成和改造了三种类型的高焓设备:脉冲式燃烧加热风洞、连续式燃烧加热风洞和电弧风洞。开展了多种尺度的超燃冲压发动机的直连式和自由射流式试验,获得了发动机的基本性能及其随油气比、喷孔位置等的变化规律。通过连续式和脉冲式风洞试验结果对比,表明工作时间大于100 ms的脉冲式燃烧设备是开展发动机基本性能研究的经济、高效试验手段。成功研制了三维大规模并行数值模拟软件平台AHL3D并广泛应用于发动机研究。在Φ0.6 m风洞中,完成了1.5 m带动力飞行器试验,获得了发动机工作和不工作状态下的飞行器推阻及升力特性。同时提出了地面试验、CFD和飞行试验三者综合研究分析的重要性。 展开更多
关键词 超燃 发动机 飞行器 风洞 CFD
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几何可调喉道双模态冲压发动机点火过程试验研究 被引量：6
9
作者 李大鹏 潘余 +2 位作者 吴继平 刘卫东 王振国 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2006年第4期210-213,217,共5页
在模拟飞行马赫数Ma=6、高度25km的条件下,文中针对几何可调喉道液体碳氢燃料双模态冲压模型发动机进行了点火过程的直连式试验研究。结果表明:借助几何可调喉道,可以提高模型发动机的点火性能,并且可以在低当量比下实现亚燃模态,而一... 在模拟飞行马赫数Ma=6、高度25km的条件下,文中针对几何可调喉道液体碳氢燃料双模态冲压模型发动机进行了点火过程的直连式试验研究。结果表明:借助几何可调喉道,可以提高模型发动机的点火性能,并且可以在低当量比下实现亚燃模态,而一旦亚燃阶段实现火焰驻留,通过几何喉道的调节,模型发动机可以平稳地实现亚燃/超燃间的模态转换过程。采用可变几何喉道结构对于简化几何完全可调双模态冲压发动机的设计、提高现有固定几何双模态冲压发动机的工作范围也具有一定参考价值。 展开更多
关键词 几何可调喉道 点火 亚燃 超燃 模态转换 双模态
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RBCC发动机超燃/火箭模式流场数值模拟研究 被引量：6
10
作者 汤祥 何国强 秦飞 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第12期1643-1649,共7页
针对进排气系统与燃烧室匹配工作的中心支板式火箭基组合动力循环(RBCC)发动机,通过数值模拟研究了RBCC发动机在低动压、高速高空域飞行条件下以超燃/火箭模式工作时的燃烧流场特征,并分析了支板火箭喷管出口流量的变化对燃烧流场的影... 针对进排气系统与燃烧室匹配工作的中心支板式火箭基组合动力循环(RBCC)发动机,通过数值模拟研究了RBCC发动机在低动压、高速高空域飞行条件下以超燃/火箭模式工作时的燃烧流场特征,并分析了支板火箭喷管出口流量的变化对燃烧流场的影响。结果表明:在超燃/火箭模式下,支板火箭工作能促进燃料与空气的掺混燃烧,实现发动机稳定工作,同时可提升发动机的推力性能;随着支板火箭流量的增加,发动机产生的总推力逐渐增大,总推力与火箭流量大小近似成正比;随着火箭流量的增加,燃烧室中的流动状态向以超声速流动占主导地位发展,进气道的抗反压能力得到提升。 展开更多
关键词 火箭基组合动力循环 超燃 火箭 支板火箭 流量 数值模拟
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超燃冲压发动机热防护结构的理论计算 被引量：3
11
作者 张志斌 胡良元 林彬 《航天制造技术》 2008年第4期47-50,共4页
高超音速巡航导弹长时间在大气层中高速飞行,外表面的热防护结构应满足长时间气动加热的要求,防止热量传入弹体内部,同时要保证气动外形的完整性。本文通过理论计算确定了某飞行器的飞行环境,通过仿真计算确定了热应力匹配的热防护结构... 高超音速巡航导弹长时间在大气层中高速飞行,外表面的热防护结构应满足长时间气动加热的要求,防止热量传入弹体内部,同时要保证气动外形的完整性。本文通过理论计算确定了某飞行器的飞行环境,通过仿真计算确定了热应力匹配的热防护结构,在理论上进行了初步探索。 展开更多
关键词 超燃 发动机 热防护 计算
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基于扰动大气模型的动力推进高超声速飞行器弹道特性分析 被引量：2
12
作者 李健 侯中喜 +1 位作者 刘新建 周伯昭 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期6-11,共6页
在半速度坐标系建立动力推进高超声速飞行器质心动力学方程,并进行了弹道仿真,分析了初始点参数和飞行设计参数对标准弹道影响,完成了标准大气和扰动大气模型中飞行器跳跃弹道高度、过载、热流特性的对比分析。将地球扰动大气模型应用... 在半速度坐标系建立动力推进高超声速飞行器质心动力学方程,并进行了弹道仿真,分析了初始点参数和飞行设计参数对标准弹道影响,完成了标准大气和扰动大气模型中飞行器跳跃弹道高度、过载、热流特性的对比分析。将地球扰动大气模型应用于飞行器跳跃弹道分析,讨论了不同大气模型对动力推进高超声速飞行器跳跃弹道影响。仿真结果表明,大气参数变化对高超声速飞行器跳跃弹道最低点、最大过载、最大驻点热流和总吸热量等参数影响明显,该结论对飞行器总体、结构、动力、热防护、导航、制导与控制系统前期设计工作有一定参考价值。 展开更多
关键词 高超声速 扰动大气模型 超燃 跳跃弹道
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可调喷口双模态冲压发动机试验研究 被引量：4
13
作者 李大鹏 潘余 +2 位作者 吴继平 刘卫东 王振国 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期625-631,共7页
在模拟飞行马赫数Ma=6,高度25km的条件下,针对可调喷口液体碳氢燃料双模态冲压模型发动机进行了直连式试验研究.结果表明借助喷口可调机构,可以提高模型发动机的点火性能和推力性能,并且可以在低当量比下实现亚燃模态,而一旦亚燃阶段实... 在模拟飞行马赫数Ma=6,高度25km的条件下,针对可调喷口液体碳氢燃料双模态冲压模型发动机进行了直连式试验研究.结果表明借助喷口可调机构,可以提高模型发动机的点火性能和推力性能,并且可以在低当量比下实现亚燃模态,而一旦亚燃阶段实现火焰维持,通过喷口截面的调节,模型发动机可以平稳地实现亚燃/超燃间的模态转换过程.采用可调喷口结构对于简化几何完全可调双模态冲压发动机的设计、拓宽现有固定几何双模态冲压发动机的工作范围都具有一定参考价值. 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 可调喷口 点火 亚燃 超燃 模态转换 双模态
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我的“超燃”老爸
14
作者 姜钧月 《快乐青春（简妙作文）（小学生适读）》 2024年第8期15-16,共2页
开头写法——扣题提示写什么:我有一个“超燃”老爸,他虽然只是一名普通的人民警察,却是我心目中的好爸爸,我打心眼里佩服他!中间写法——承头顺写详重点:他体型很壮,肩膀宽宽的,一双炯炯有神的眼晴不时环顾四周,走起路来总是匆匆忙忙... 开头写法——扣题提示写什么:我有一个“超燃”老爸,他虽然只是一名普通的人民警察,却是我心目中的好爸爸,我打心眼里佩服他!中间写法——承头顺写详重点:他体型很壮,肩膀宽宽的,一双炯炯有神的眼晴不时环顾四周,走起路来总是匆匆忙忙。我的老爸很平凡,他乐观善良,但也爱憎分明。 展开更多
关键词 扣题 人民警察 超燃 写法 开头
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纯净空气来流下支板凹腔耦合超燃燃烧室性能研究 被引量：4
15
作者 王建臣 林宇震 +2 位作者 郭新华 张弛 赵永胜 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第12期1868-1873,共6页
在纯净空气来流下,通过试验对以支板凹腔耦合方式来稳焰的超燃燃烧室进行了研究,以液态航空煤油为燃料,喷射分为支板单独喷射和支板壁面组合喷射。结果表明:支板单独喷射,轴向位置靠前或者燃油当量比增加0.1,壁面压力分布总体越高,壁面... 在纯净空气来流下,通过试验对以支板凹腔耦合方式来稳焰的超燃燃烧室进行了研究,以液态航空煤油为燃料,喷射分为支板单独喷射和支板壁面组合喷射。结果表明:支板单独喷射,轴向位置靠前或者燃油当量比增加0.1,壁面压力分布总体越高,壁面压力峰值也更高;燃油当量比相同的情况下,支板单独喷射的壁面压力分布要比支板和壁面组合喷射的总体偏高,但壁面压力提升的起始位置更靠前;通过一维冲量法分析得到,燃烧室最低马赫数低于0.5,沿轴向中间大部分区域为亚声速;支板单独喷射轴向位置靠前,燃烧效率更高;当量比相同的情况下,支板单独喷射的燃烧效率要比支板和壁面组合喷射的燃烧效率更高。 展开更多
关键词 纯净空气 超燃 支板 凹腔
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双模态超音速燃烧室的实验研究 被引量：2
16
作者 胡欲立 钱志博 +1 位作者 刘敬华 刘陵 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1998年第2期55-60,共6页
本文设计了由等截面段、扩张段和等截面段构成的超音速燃烧室，并进行了燃烧实验。用一维计算分析实验结果，表明由等截面段、扩张段和等截面段构成的超音速燃烧室，通过一定的喷油方式，能按飞行状态可分别实现超音速燃烧和亚音速燃烧... 本文设计了由等截面段、扩张段和等截面段构成的超音速燃烧室，并进行了燃烧实验。用一维计算分析实验结果，表明由等截面段、扩张段和等截面段构成的超音速燃烧室，通过一定的喷油方式，能按飞行状态可分别实现超音速燃烧和亚音速燃烧，从而达到把超燃冲压发动机的工作范围下限扩大到飞行马赫数为３。 展开更多
关键词 双模态 超燃 冲压发动机 超音速燃烧 燃烧室
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高超音速巡航导弹用超燃冲压发动机特点与设计方案 被引量：1
17
作者 龙玉珍 《飞航导弹》 北大核心 1997年第8期29-37,共9页
近年来，国外对超燃冲压发动机用作高超音速巡航导弹动力装置进行了大量的理论研究与试验，取得了重大进展，本文叙述了超燃冲压发动机的发展特点及设计方案。
关键词 超燃 冲压发动机 高超音速 巡航导弹
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双波长NO-PLIF法测量激波马赫反射温度场的实验研究 被引量：3
18
作者 曹春丽 徐胜利 刘二伟 《中国科学技术大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2013年第6期510-516,共7页
利用双波长NO-PLIF法,研究激波管内运动激波在15°斜劈上的马赫反射的温度场分布.实验中以NO作为温度测量的示踪剂,分别选取波长为225.072nm和225.282nm的染料激光作为激发光,获得了较好的荧光图像.对激波在斜劈上的马赫反射流场的... 利用双波长NO-PLIF法,研究激波管内运动激波在15°斜劈上的马赫反射的温度场分布.实验中以NO作为温度测量的示踪剂,分别选取波长为225.072nm和225.282nm的染料激光作为激发光,获得了较好的荧光图像.对激波在斜劈上的马赫反射流场的波前、波后和反射区的温度分布进行了实验测量,结果表明:NO的荧光强度对温度的敏感程度与激发波长有关,当波长为225.072nm时,荧光强度随温度变化不明显,当波长为225.282nm时,荧光强度随温度变化而剧烈变化.实验测得的温度分布相对数值模拟的误差在15%以内,这表明该方法具有较高的精度,具有一定的工程应用价值. 展开更多
关键词 平面激光诱导荧光技术 温度测量 马赫反射 超燃
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双波长NO-PLIF法测量运动激波前后温度场的实验研究 被引量：2
19
作者 曹春丽 徐胜利 刘二伟 《中国科学技术大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2012年第12期977-983,共7页
利用双波长NO-PLIF法,研究激波管内运动激波前后温度场分布.实验中以NO作为温度测量的示踪剂,分别选取波长为225.072nm和225.282nm的染料激光作为激发光,获得了较好的荧光图像.对入射激波流场的1区和2区温度分布进行了理论估算和实验测... 利用双波长NO-PLIF法,研究激波管内运动激波前后温度场分布.实验中以NO作为温度测量的示踪剂,分别选取波长为225.072nm和225.282nm的染料激光作为激发光,获得了较好的荧光图像.对入射激波流场的1区和2区温度分布进行了理论估算和实验测量,结果表明NO的荧光强度对温度的敏感程度与激发波长有关,当波长为225.072nm时,荧光强度随温度变化不明显,当波长为225.282nm时,荧光强度随温度变化而剧烈变化.实验测得的温度分布相对理论估算值的误差约为10%左右,这表明该方法具有较高的精度,具有一定的工程应用价值. 展开更多
关键词 平面激光诱导荧光技术 温度测量 激波管 超燃
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H2／O2可燃系统着火时间的极值和临界特性研究及应用 被引量：2
20
作者 陈建华 张会强 +1 位作者 李卓毅 张贵田 《中国科学（E辑）》 CSCD 北大核心 2009年第4期707-712,共6页
提出了P-T图上反映可爆平面着火时间分布特征的极小值L曲线、极大值H曲线和临界值C曲线,其与临界爆炸曲线一起,使得人们对P-T图上任一状态点能否爆炸以及爆炸过程实现的快慢能够获得全面了解.这3条曲线可以用1.2k1=ks[Ms],(k11/k10+1)k1... 提出了P-T图上反映可爆平面着火时间分布特征的极小值L曲线、极大值H曲线和临界值C曲线,其与临界爆炸曲线一起,使得人们对P-T图上任一状态点能否爆炸以及爆炸过程实现的快慢能够获得全面了解.这3条曲线可以用1.2k1=ks[Ms],(k11/k10+1)k1=ks[Ms]和2k1=ks[Ms]来描述,从而为这些表达式赋予了物理解释,同时也为建立这3条曲线提供了新的途径.基于着火时间的等值线图,用热爆炸理论阐述了爆炸临界曲线具有"Z"字形.进一步,基于着火时间预测平板混合层超燃过程的点火距离,得到了合理的结果. 展开更多
关键词 着火延迟时间 热爆炸 详细化学反应 Semenov系统 超燃
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