期刊文献+
任意字段
题名或关键词
题名
关键词
文摘
作者
第一作者
机构
刊名
分类号
参考文献
作者简介
基金资助
栏目信息
共找到77篇文章
< 1 2 … 4 >
每页显示 20 50 100
已选择0条
导出题录 引用分析
参考文献
引证文献
 统计分析
检索结果
已选文献
显示方式：
吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展 被引量：52
1
作者 吴颖川 贺元元 +1 位作者 贺伟 乐嘉陵 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第1期245-260,共16页
吸气式高超声速一体化飞行器最显著的特点是子系统之间的耦合较其他类型飞行器更加强烈,这使得其设计具有挑战性。所有的子系统之间部件相互干涉,包括:气动、推进、控制、结构、装载和热防护等,特别是机体与超燃冲压发动机之间的耦合最... 吸气式高超声速一体化飞行器最显著的特点是子系统之间的耦合较其他类型飞行器更加强烈,这使得其设计具有挑战性。所有的子系统之间部件相互干涉,包括:气动、推进、控制、结构、装载和热防护等,特别是机体与超燃冲压发动机之间的耦合最为突出。飞行器的前体和后体下壁面既是主要的气动型面,又是超燃冲压发动机进气道外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,在产生推力的同时也产生升力和俯仰力矩。机体与发动机的强耦合作用对飞行器的推力、升力、阻力、俯仰力矩、气动加热、机身冷却、稳定性和控制特性有直接的影响。本文介绍了国内外机体推进一体化技术的研究进展,重点介绍了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的相关研究工作,包括:密切曲锥曲面乘波进气道和基于双激波轴对称基准流场内转式进气道设计方法、独创的大尺度脉冲式燃烧加热风洞一体化飞行器带动力试验技术和高超声速内外流耦合数值模拟技术等。对高速飞行中激波边界层相互干扰、流动分离机理、可压缩湍流转捩及其控制、超燃冲压发动机燃烧流动机理等相关基础问题也进行了研究,强调了对高效高精度计算方法的迫切需求。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 超燃冲压发动机 机体推进一体化 乘波体 燃烧加热风洞 湍流燃烧 转捩
原文传递
一种乘波前体进气道的一体化设计及性能分析 被引量：15
2
作者 贺旭照 秦思 +1 位作者 周正 倪鸿礼 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第6期1270-1276,共7页
采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(osculating inward turning cone,OIC)乘波体设计方法,发展了一体化密切内锥乘波前体进气道(osculating inward turning co... 采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(osculating inward turning cone,OIC)乘波体设计方法,发展了一体化密切内锥乘波前体进气道(osculating inward turning cone waverider inlet,OICWI)设计技术.基于一体化基准内锥流场和前体进气道设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道.采用数值软件对设计的乘波前体进气道进行了仿真分析,结论如下:①OICWI的设计是遵循气动原理的.②一体化密切内锥乘波前体进气道的前缘形状、内收缩比及出口参数可以根据需求定量准确设计.③理论设计结果和模拟结果吻合一致,证明设计方法是正确可靠的.④数值模拟研究结果表明一体化密切内锥乘波前体进气道具有较好的出口流场均匀度及较高的流量捕获率和较高的总压恢复特性. 展开更多
关键词 乘波前体 超声速进气道 一体化设计 密切内锥 流线追踪
原文传递
SA和SST湍流模型对高超声速边界层强制转捩的适应性 被引量：13
3
作者 涂国华 燕振国 +2 位作者 赵晓慧 马燕凯 毛枚良 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第5期1471-1479,共9页
凸起物是高超声速流动中常用的一种人工转捩装置。采用高阶精度算法模拟了高超声速进气道压缩面上的强制转捩流动,转捩装置为一排高度为1mm的钻石型凸起物和斜坡型凸起物。考察了Spalart-Allmaras(SA)模型和剪切应力输运(SST)湍流模型... 凸起物是高超声速流动中常用的一种人工转捩装置。采用高阶精度算法模拟了高超声速进气道压缩面上的强制转捩流动,转捩装置为一排高度为1mm的钻石型凸起物和斜坡型凸起物。考察了Spalart-Allmaras(SA)模型和剪切应力输运(SST)湍流模型对该问题的适应性。在考察过程中通过丰富的算例分析了网格规模、可压缩修正和空间离散格式等对计算结果的影响。在层流区,计算能与试验取得非常一致的结果。但在湍流区,计算得到的热流通常高出试验数据。经分析发现其原因是强制转捩的湍流边界层与自然转捩的湍流边界层在涡结构上存在较大差别,使得湍流模型的效果较差。针对高超强制转捩湍流涡结构丰富的特点,对SST湍流模型进行了修改。计算结果表明,该修改方法对提高热流精度具有一定效果。 展开更多
关键词 湍流模型 边界层转捩 涡流发生器 高阶格式 可压缩修正
原文传递
圆形出口内转式进气道流动特征 被引量：13
4
作者 王卫星 郭荣伟 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第2期533-544,共12页
采用数值仿真的方法研究了内转式进气道的流动特征。研究表明:设计状态在近壁面唇罩激波诱发了二次流,进而发展形成流向涡,造成低能流堆积,隔离段出口流场分布不均,消弱了进气道的抗反压能力。有攻角条件下,口面激波偏离唇罩前缘,激波... 采用数值仿真的方法研究了内转式进气道的流动特征。研究表明:设计状态在近壁面唇罩激波诱发了二次流,进而发展形成流向涡,造成低能流堆积,隔离段出口流场分布不均,消弱了进气道的抗反压能力。有攻角条件下,口面激波偏离唇罩前缘,激波形态发生改变,激波波面中部展向具有准二维特性,压缩面两侧气流压缩变弱,激波层变薄,出现局部膨胀区;有攻角条件下的无黏流场,在进气道压缩段形成三维流向涡,该流向涡促进高能高速气流向壁面迁移,改善了黏性条件下隔离段出口流场的均匀度。 展开更多
关键词 流向涡 激波形态 流场特性 内转式进气道 数值仿真
原文传递
燃烧加热脉冲风洞气动/推进一体化试验研究 被引量：13
5
作者 贺元元 贺伟 +2 位作者 张小庆 吴颖川 杨基明 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第8期1741-1746,共6页
吸气式高超声速飞行器的机体与超燃冲压发动机高度耦合,使得一体化气动性能预测非常困难,但是能够开展一体化带动力试验的地面设备很少。中国空气动力研究与发展中心(CARDC)研制了一种氢氧燃烧加热高焓脉冲风洞,其有效试验时间大大超过... 吸气式高超声速飞行器的机体与超燃冲压发动机高度耦合,使得一体化气动性能预测非常困难,但是能够开展一体化带动力试验的地面设备很少。中国空气动力研究与发展中心(CARDC)研制了一种氢氧燃烧加热高焓脉冲风洞,其有效试验时间大大超过长时间激波风洞,采用模型-天平一体化设计实现了在几百毫秒内进行高精度测力,重复性测力误差小于2%。结合数值计算进行了支架干扰、来流污染凝结、壁温等影响及试验数据修正研究。典型升力体高超声速飞行器气动/推进一体化试验结果表明:在燃烧加热脉冲设备的300~600ms有效试验时间内,能够有效获得飞行器的升力、阻力(推力)和力矩特性,试验数据与CFD计算结果基本吻合。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 超燃冲压发动机 高焓脉冲风洞 气/推进一体化试验 试验数据修正
下载PDF
Ma4一级内并联式TBCC发动机模态转换性能分析 被引量：13
6
作者 张明阳 王占学 +1 位作者 刘增文 张晓博 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期315-322,共8页
涡轮基组合循环(TBCC)发动机是未来远程高速飞行器和可重复使用双级入轨(TSTO)飞行器第一级运载器的理想动力,而模态转换是实现TBCC发动机工程实用所必须解决的关键技术之一。针对Ma4一级内并联式TBCC发动机,分析了其工作原理,发展了相... 涡轮基组合循环(TBCC)发动机是未来远程高速飞行器和可重复使用双级入轨(TSTO)飞行器第一级运载器的理想动力,而模态转换是实现TBCC发动机工程实用所必须解决的关键技术之一。针对Ma4一级内并联式TBCC发动机,分析了其工作原理,发展了相应的总体性能计算模型,该模型考虑了进气道与发动机的流量匹配关系,改进了发动机模型的迭代求解方法。通过对比涡轮模态与冲压模态的净推力、单位燃油消耗率沿飞行轨迹的变化规律,确定模态转换马赫数为3.0。根据模态转换期间发动机推力、空气流量连续变化的基本要求,提出了一种根据涡轮发动机工作状态分三阶段进行的模态转换策略,确定了模态转换过程的参数调节规律。模态转换动态性能模拟结果表明,基本实现了涡轮模态至冲压模态的平稳转换,但在涡轮发动机加力关闭时,为保证发动机空气流量连续变化,发动机总推力将出现短暂的下降,降幅约为12.5%。 展开更多
关键词 内并联式TBCC 模态转换策略 动态性能 数值模拟
下载PDF
展向截断曲面乘波压缩进气道气动布局 被引量：12
7
作者 吴颖川 贺元元 +1 位作者 余安远 乐嘉陵 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第7期1570-1575,共6页
描述了所设计的展向截断曲面乘波压缩进气道.其特点是采用曲面乘波压缩前体,前体进气道压缩面基准流场由等熵压缩波轴对称流场组成,三维乘波面采用密切曲锥方法由前缘线各点流线跟踪拟合构成流面.乘波面根据飞行器和发动机的宽度要求进... 描述了所设计的展向截断曲面乘波压缩进气道.其特点是采用曲面乘波压缩前体,前体进气道压缩面基准流场由等熵压缩波轴对称流场组成,三维乘波面采用密切曲锥方法由前缘线各点流线跟踪拟合构成流面.乘波面根据飞行器和发动机的宽度要求进行了截断.数值计算和风洞试验结果表明:与相同几何收缩比的四波系压缩进气道相比,在马赫数为4.5时,曲面乘波压缩进气道流量系数提高12%,总压恢复系数提高39%;在马赫数为6时,曲面乘波压缩进气道流量系数提高4%,总压恢复系数提高50%.超然冲压发动机性能明显提高. 展开更多
关键词 进气道 乘波体 密切曲锥 流线跟踪 气动布局 气动性能
原文传递
高超声速进气道自起动过程中流动非定常特性 被引量：11
8
作者 王卫星 郭荣伟 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第10期3263-3274,共12页
采用非定常数值仿真方法研究了进气道自起动过程中流动的非定常特性,分析了内压段构型对非定常流动特性的影响。研究结果表明:进气道自起动过程中流动特性受内压段构型与来流条件影响。内压段压缩面肩部曲率半径越大,内压段面积收缩越缓... 采用非定常数值仿真方法研究了进气道自起动过程中流动的非定常特性,分析了内压段构型对非定常流动特性的影响。研究结果表明:进气道自起动过程中流动特性受内压段构型与来流条件影响。内压段压缩面肩部曲率半径越大,内压段面积收缩越缓,越易出现流场振荡现象,流场振荡越剧烈;型面设计参数β≤33°,能够避免流场振荡现象出现。合理设计进气道内压段型面能够控制自起动过程中流动的非定常特性。自起动过程中,流场出现振荡时随着来流马赫数增大流动依次经历不振荡状态→振荡状态→不振荡状态→起动状态,且流场振荡频率逐渐下降;对于未发生流场振荡的进气道,随着来流马赫数增大进气道依次经历硬不起动状态→软不起动状态→起动状态。 展开更多
关键词 自起动 非定常 流场振荡 高超声速进气道 数值仿真
原文传递
压力振荡对气液同轴离心式喷嘴自激振荡的影响 被引量：10
9
作者 康忠涛 王振国 +1 位作者 李清廉 成鹏 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第6期67-78,共12页
为了研究供应系统振荡对气液同轴离心式喷嘴自激振荡的影响,采用水和空气作为模拟介质,开展了室压条件下冷态喷雾试验。通过试验分析了供应系统有/无振荡两种情况下离心式喷嘴的喷雾形态,以及供应系统有/无振荡两种情况下气液同轴离心... 为了研究供应系统振荡对气液同轴离心式喷嘴自激振荡的影响,采用水和空气作为模拟介质,开展了室压条件下冷态喷雾试验。通过试验分析了供应系统有/无振荡两种情况下离心式喷嘴的喷雾形态,以及供应系统有/无振荡两种情况下气液同轴离心式喷嘴自激振荡的喷雾形态。发现当离心式喷嘴供应系统振荡时,离心式喷嘴产生的锥形液膜也周期性地振荡,同时出现Klystron效应。液膜周期性振荡以及Klystron效应出现的频率与供应系统振荡频率一致。Klystron效应的出现使得喷雾锥角突然减小,锥形液膜发生折叠。供应系统振荡对自激振荡喷雾形态也有显著影响。供应系统振荡引起的Klystron效应使得液膜锥角减小,从而造成"圣诞树"型自激振荡喷雾上的"树枝"增多,同时自激振荡频率增加。这是因为当速度大的液膜追上速度小的液膜时,就会产生Klystron效应并使液膜速度增加。而液膜运动速度越大自激振荡频率也就越大。虽然在供应系统中施加激励没有发生"锁频"现象,但是自激振荡的强度在一定程度上减弱,并且伴随着自激振荡的"分频"现象,即自激振荡频率从一个主频向两侧分化为两个主频。 展开更多
关键词 压力振荡 气液同轴离心式喷嘴 自激振荡 雾化 Klystron效应
原文传递
快速响应热流/温度传感器设计与特性分析 被引量：9
10
作者 杨庆涛 白菡尘 +2 位作者 张涛 杨娟 王辉 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第6期927-934,共8页
针对高超声速飞行器长时间地面试验中同时测量壁面温度和热流的要求,设计了一种快速响应的新型热阻式热流传感器,在不同金属层界面上形成热电偶接点,通过测量交界面温度响应,获得传感器表面热流和温度。建立了传感器有限元数值模型,通... 针对高超声速飞行器长时间地面试验中同时测量壁面温度和热流的要求,设计了一种快速响应的新型热阻式热流传感器,在不同金属层界面上形成热电偶接点,通过测量交界面温度响应,获得传感器表面热流和温度。建立了传感器有限元数值模型,通过传感器内部传热计算,分析了其响应特性。数值计算结果表明:短时间响应后,传感器的内部温度响应和分布满足理论假定;在数据处理时考虑温差项和储能项,可同时得到传感器表面热流和温度,比稳态处理方法更真实地反映壁面温度对热流的影响。 展开更多
关键词 飞行器试验技术 热流传感器 热流测量 表面温度测量 有限元分析 响应特性
下载PDF
液体火箭发动机中气液同轴直流式喷嘴研究综述 被引量：9
11
作者 康忠涛 李向东 +1 位作者 毛雄兵 李清廉 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第9期1-20,共20页
在双组元液体火箭发动机中,气液同轴直流式喷嘴得到了广泛的应用,这种喷嘴通常由中心的直流式液体喷孔和同轴气体环缝组成。气液同轴直流式喷嘴的工作特性可以分为雾化特性和燃烧特性。其中雾化特性又包括同轴气体作用下射流破碎雾化机... 在双组元液体火箭发动机中,气液同轴直流式喷嘴得到了广泛的应用,这种喷嘴通常由中心的直流式液体喷孔和同轴气体环缝组成。气液同轴直流式喷嘴的工作特性可以分为雾化特性和燃烧特性。其中雾化特性又包括同轴气体作用下射流破碎雾化机理、雾化性能、真实发动机高温高压环境的影响、不稳定燃烧时压力振荡的影响以及自激振荡等;燃烧特性又包括火焰稳定机理、火焰结构以及真实发动机环境的影响等。本文从上述几个方面对气液同轴直流式喷嘴的工作原理进行了综述,以加深对其工作过程的认识。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 气液同轴直流式喷嘴 雾化 燃烧特性 燃烧不稳定
原文传递
气动力/热与结构多场耦合试验模型方案初步设计 被引量：9
12
作者 刘磊 代光月 +2 位作者 曾磊 王振锋 桂业伟 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第11期187-196,共10页
以多渠道、多机制交叉耦合为热防护结构特点的新一代高超声速飞行器必须采用气动力/热与结构多场耦合计算方法进行研究。目前,国外已建立较完善的耦合分析系统并用于飞行器研制,国内的中国空气动力研究与发展中心(CARDC)也已自主研发了... 以多渠道、多机制交叉耦合为热防护结构特点的新一代高超声速飞行器必须采用气动力/热与结构多场耦合计算方法进行研究。目前,国外已建立较完善的耦合分析系统并用于飞行器研制,国内的中国空气动力研究与发展中心(CARDC)也已自主研发了热环境/热响应耦合计算平台(FL-CAPTER)。为验证多场耦合计算平台所用方法的有效性和计算结果的准确性,设计并开展气动力/热与结构耦合的地面试验具有十分重要的意义。本文结合气动力/热与结构多场耦合试验设计需求,以现有材料和设备能力为依托,开展了试验风洞选取、模型尺寸估算、模型材料选择、模型气动设计与模型结构设计工作。初步研究表明,模型支撑结构附近迎风面局部高温热膨胀将有利于模型前体结构产生可观的整体变形量。本文以此设计了带压缩拐角的二级压缩面结构模型,通过短时间不锈钢模型验证试验和计算对比分析初步验证了模型设计的可行性,并以此为基础预测了高温合金模型的试验结果。为下一步开展高温合金长时间风洞试验奠定了技术基础。 展开更多
关键词 多场耦合 试验模型 设计 气动热 热响应 热变形
原文传递
激光吸收光谱技术测量非均匀燃烧流场研究进展 被引量：9
13
作者 洪延姬 宋俊玲 +1 位作者 王广宇 刘昭然 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第3期724-736,共13页
可调谐半导体激光吸收光谱技术(TDLAS)具有非侵入性、灵敏度高和时间响应快等优点,将激光吸收光谱技术与最小二乘法、计算机断层扫描重建技术(CT)相结合,可以实现对非均匀燃烧流场的分布测量。首先简要介绍了激光吸收光谱技术的发展历... 可调谐半导体激光吸收光谱技术(TDLAS)具有非侵入性、灵敏度高和时间响应快等优点,将激光吸收光谱技术与最小二乘法、计算机断层扫描重建技术(CT)相结合,可以实现对非均匀燃烧流场的分布测量。首先简要介绍了激光吸收光谱技术的发展历程及测量基本原理,然后分别对激光吸收光谱技术测量非均匀流场一维分布、二维分布的国内外研究现状及关键技术进行了综述,比较分析了二维非均匀流场诊断实验中旋转和固定两种安装模式的优缺点及相对应的光线布局,总结了用于流场二维重建的相关重建算法,最后讨论了激光吸收光谱技术测量非均匀流场研究工作的发展趋势和有待解决的相关问题。 展开更多
关键词 激光吸收光谱 非均匀燃烧流场 最小二乘法 计算机断层扫描重建技术 重建算法
原文传递
内转式进气道自起动性能研究 被引量：9
14
作者 杨大伟 余安远 +3 位作者 韩亦宇 卫锋 丁国昊 曲俐鹏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期76-83,共8页
为了研究内转式进气道的自起动性能以及下壁面泄流对自起动的影响规律,开展了数值计算和风洞实验,数值计算采用准定常的方法,风洞实验通过阴影录像以及下壁面丝线显示相结合的方法确定进气道的起动状态。结果表明Ma5、攻角0°时进... 为了研究内转式进气道的自起动性能以及下壁面泄流对自起动的影响规律,开展了数值计算和风洞实验,数值计算采用准定常的方法,风洞实验通过阴影录像以及下壁面丝线显示相结合的方法确定进气道的起动状态。结果表明Ma5、攻角0°时进气道不能自起动,下壁面存在大范围的三维流动分离,流动损失严重。为了提高进气道的自起动能力,在下壁面距前缘400mm位置开孔泄流,开孔区域约100mm×40mm,开孔率0.2,实验模型孔径3mm;研究表明,泄流后进气道顺利自起动,总压恢复系数提高了0.25,泄流量损失仅为捕获流量的1%。进一步数值研究表明,泄流构型在攻角0°时的自起动马赫数在4.3～4.4,泄流极大地拓宽了进气道的工作范围。 展开更多
关键词 内转式进气道 起动 数值模拟 风洞实验 泄流
下载PDF
KH-RT模型在横向来流作用下射流雾化过程的应用 被引量：9
15
作者 刘日超 乐嘉陵 +3 位作者 杨顺华 郑忠华 宋文艳 黄渊 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第7期1595-1602,共8页
针对射流柱在横向来流下的破碎过程,采用欧拉-拉格朗日模型对其进行了数值模拟。其中射流柱的一次雾化采用WAVE模型,颗粒的二次雾化采用KH-RT混合模型。计算得到的液滴颗粒平均直径在70μm左右,还得到了雾化场的喷雾结构、速度分布、索... 针对射流柱在横向来流下的破碎过程,采用欧拉-拉格朗日模型对其进行了数值模拟。其中射流柱的一次雾化采用WAVE模型,颗粒的二次雾化采用KH-RT混合模型。计算得到的液滴颗粒平均直径在70μm左右,还得到了雾化场的喷雾结构、速度分布、索特尔直径分布,以及射流柱在不同来流速度下破碎过程等。同时通过采用不同二次破碎模型,分别将计算结果与试验结果进行对比,结果表明采用的KH-RT混合雾化模型在一定程度上能够更加真实地反映雾化过程,并较好地捕捉射流雾化特点。 展开更多
关键词 混合模型 射流 雾化 横向来流
下载PDF
亚声速横向气流中液体射流破碎过程的直接模拟 被引量：9
16
作者 刘日超 乐嘉陵 +3 位作者 杨顺华 郑忠华 宋文艳 黄渊 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第11期2135-2141,共7页
为研究亚声速横向气流中液体射流柱的变形、弯曲以及其破碎过程,利用LES结合VOF的方法,对射流破碎过程进行了直接模拟。通过计算观察得到射流柱进入到横流气体中后由于RayleighTaylor(RT)不稳定性和Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性的共... 为研究亚声速横向气流中液体射流柱的变形、弯曲以及其破碎过程,利用LES结合VOF的方法,对射流破碎过程进行了直接模拟。通过计算观察得到射流柱进入到横流气体中后由于RayleighTaylor(RT)不稳定性和Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性的共同作用迅速发生变形,并形成表面波,同时伴随着细小液滴的脱落,气流在射流柱后方形成涡状结构。在射流柱的迎风面上同时存在两种表面波,即RT表面波和KH表面波。模拟所得液柱纵向初始表面波波长为0.22mm,与K-H表面波波长理论公式计算所得相接近。通过对比射流柱的背风面和迎风面两侧,发现在横向来流中背风面上的大量细小液滴主要是由横向来流对液柱的不稳定性扰动造成迎风面上的液体向背风面方向挤压并剪切,最终脱落造成。 展开更多
关键词 RT不稳定性 射流柱 首次破碎 雾化
下载PDF
超燃冲压发动机典型部件热防护 被引量：8
17
作者 蒋劲 张若凌 +1 位作者 杨样 刘伟雄 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第9期1921-1926,共6页
通过在电弧加热器上的试验考核,对进气道唇口前缘、注油支杆等发动机典型被动热防护部件的材料选择和热结构设计进行了研究.发展了主动冷却燃烧室热结构计算评估方法,将经过试验验证的热分析程序应用于燃烧室主动冷却结构的材料配置研究... 通过在电弧加热器上的试验考核,对进气道唇口前缘、注油支杆等发动机典型被动热防护部件的材料选择和热结构设计进行了研究.发展了主动冷却燃烧室热结构计算评估方法,将经过试验验证的热分析程序应用于燃烧室主动冷却结构的材料配置研究.材料C1和C2的进气道唇口前缘经过60s试验后情况良好;材料Z1的注油支杆经历50s试验后情况良好;将主动冷却燃烧室热分析计算程序应用于冷却面板试验,温度测量值与计算值最大相差55K,表明计算与试验符合较好,计算程序可为主动冷却燃烧室结构材料配置的设计研究提供可信的参考数据.研究所获得的经验和技术可应用于全流道超燃冲压发动机的设计与验证. 展开更多
关键词 热结构设计 唇口前缘 注油支杆 主动冷却燃烧室 材料配置 试验考核 热结构分析
原文传递
基于激光吸收光谱技术的超声速气流参数测量 被引量：8
18
作者 宋俊玲 洪延姬 +1 位作者 王广宇 潘虎 《红外与激光工程》 EI CSCD 北大核心 2014年第11期3510-3515,共6页
采用可调谐半导体激光吸收光谱(TDLAS)技术,针对超声速直连台隔离段内超声速气流温度、组分浓度、速度和质量流量进行了测量。选择H2O的两条吸收谱线7 185.597 cm-1和7 454.445 cm-1,采用直接吸收-分时扫描方式,测量流场静温为899 K,并... 采用可调谐半导体激光吸收光谱(TDLAS)技术,针对超声速直连台隔离段内超声速气流温度、组分浓度、速度和质量流量进行了测量。选择H2O的两条吸收谱线7 185.597 cm-1和7 454.445 cm-1,采用直接吸收-分时扫描方式,测量流场静温为899 K,并结合吸收面积得到H2O的组分浓度20.7%。根据安装在流场上游和下游成60°的两条光路,测量流场速度为1 205 m/s,结合壁面压力传感器,测量流场的质量流量为1 500.49 g/s,较真实值偏差为5.23%。TDLAS测量系统实现了对超声速气流多参数快速线测量。 展开更多
关键词 可调谐半导体激光吸收光谱 超声速气流 温度测量 浓度测量 速度测量
下载PDF
换热预冷发动机预冷特性和发动机性能数值研究 被引量：8
19
作者 罗佳茂 杨顺华 +3 位作者 张建强 李季 刘彧 张弯洲 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期106-118,共13页
为深入了解换热预冷发动机换热器预冷效果和发动机性能,首先设计了叉排管束式细小通道换热预冷器,并采用非定常数值模拟方法对换热效果进行了仿真,然后结合换热预冷发动机性能计算程序对预冷发动机性能进行了研究。结果表明,飞行马赫数... 为深入了解换热预冷发动机换热器预冷效果和发动机性能,首先设计了叉排管束式细小通道换热预冷器,并采用非定常数值模拟方法对换热效果进行了仿真,然后结合换热预冷发动机性能计算程序对预冷发动机性能进行了研究。结果表明,飞行马赫数为2.5～4.0且氢气空气质量流比为0.03～0.09条件下,换热预冷器能将来流空气预冷90.6～471.2K,低温氢气经吸热后温度升幅为266.1～455.3K,换热效果良好。来流空气经预冷后涡轮发动机的飞行包线最高被拓展至马赫数4.0,达到了与超燃冲压发动机的衔接速域。相比于传统涡轮发动机,氢气空气质量流比为0.03时,本文换热预冷发动机加力状态推力能恢复至设计点推力水平;当氢气空气质量流比增加至0.09时,加力状态推力最高达到设计点推力的两倍左右。马赫数2.6以下换热预冷措施能小幅改善发动机比冲和耗油率(仅计算用于燃烧的氢气量)性能,而飞行速度大于马赫数2.6后换热预冷措施也难以抑制比冲和耗油率迅速恶化的趋势。 展开更多
关键词 换热预冷器 预冷特性 预冷发动机 发动机性能 涡轮基组合循环(TBCC)
原文传递
内转式进气道流动控制研究 被引量：7
20
作者 王卫星 顾强 郭荣伟 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第5期961-967,共7页
为了改善内转式进气道的性能,采用数值仿真的方法研究了内转式进气道的流动特征及流场控制技术。研究表明:在近壁面唇罩激波诱发了二次流,进而发展形成流向涡,造成低能流堆积,流场分布不均,消弱了进气道的抗反压能力。采用型面流场控制... 为了改善内转式进气道的性能,采用数值仿真的方法研究了内转式进气道的流动特征及流场控制技术。研究表明:在近壁面唇罩激波诱发了二次流,进而发展形成流向涡,造成低能流堆积,流场分布不均,消弱了进气道的抗反压能力。采用型面流场控制技术,重构进气道肩部压力与边界层分布,能够有效抑制流向涡的强度,减小流动损失,改善隔离段出口流场均匀度,提高其抗反压能力。与原方案相比,在设计状态流场控制方案隔离段出口总压恢复系数提高20%;最大抗反压能力提高28.4%;总阻力增大9.0%,进气道自起动马赫数由原方案4.2下降到该方案3.8。 展开更多
关键词 流向涡 流场特性 流场控制 内转式进气道 数值仿真
下载PDF
已选择0条
导出题录 引用分析
参考文献
引证文献
 统计分析
检索结果
已选文献
上一页 1 2 … 4 下一页 到第 页
使用帮助 返回顶部