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带高超进气道的隔离段流动特性 被引量：27
1
作者 张堃元 王成鹏 +1 位作者 杨建军 徐惊雷 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第4期311-314,共4页
用Ma =5 3的风洞实验和数值模拟研究了高超三维侧压式进气道后的隔离段流动特性。隔离段的长高比为 8。实验结果表明 ,位于进气道喉道的隔离段入口气流参数沿高度有极大变化 ,造成隔离段内上下的流态显著不同。研究发现 ,隔离段进出口... 用Ma =5 3的风洞实验和数值模拟研究了高超三维侧压式进气道后的隔离段流动特性。隔离段的长高比为 8。实验结果表明 ,位于进气道喉道的隔离段入口气流参数沿高度有极大变化 ,造成隔离段内上下的流态显著不同。研究发现 ,隔离段进出口最大允许压比与正激波压比基本相同。 展开更多
关键词 冲压喷气发动机 高超音速燃烧 进气道 隔离段 流动特性 风洞试验
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吸气式高超声速技术研究进展 被引量：31
2
作者 乐嘉陵 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第6期641-649,共9页
总结了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)在吸气式高超声速技术在试验设备、超燃冲压发动机、数值模拟以及机体/推进一体化飞行器等方面的研究进展。介绍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。通... 总结了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)在吸气式高超声速技术在试验设备、超燃冲压发动机、数值模拟以及机体/推进一体化飞行器等方面的研究进展。介绍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。通过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。对比连续式和脉冲式风洞试验结果,得知工作时间大于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0.6 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。 展开更多
关键词 吸气式发动机 高超声速技术 冲压发动机 流体力学 一体化设计 研究进展
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涡轮-冲压组合发动机技术发展浅析 被引量：20
3
作者 李刚团 李继保 周人治 《燃气涡轮试验与研究》 2006年第2期57-62,共6页
为了确定发展高超声速涡轮-冲压组合发动机的基本思路和分解关键技术,通过对涡轮-冲压组合发动机的基本概念和原理分析,以及国内外发展情况和应用前景等分析,提出了我国发展涡轮-冲压组合发动机的基本思路和需要解决的关键技术。
关键词 涡轮发动机 冲压发动机 组合发动机 高超声速
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固体火箭冲压发动机二次燃烧室流场数值计算和试验研究 被引量：15
4
作者 董岩 余为众 吕希诚 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1995年第1期27-32,共6页
用二维ｋ－ε湍流模型及简单一步无限快速化学反应模型，对固体火箭冲压发动机二次燃烧室反应流场进行了数值计算，并针对硼推进剂燃烧特性，提出了二次进气的燃烧室设计方案，在此基础上做了试验研究。结果表明，经数值模拟设计的二次... 用二维ｋ－ε湍流模型及简单一步无限快速化学反应模型，对固体火箭冲压发动机二次燃烧室反应流场进行了数值计算，并针对硼推进剂燃烧特性，提出了二次进气的燃烧室设计方案，在此基础上做了试验研究。结果表明，经数值模拟设计的二次燃烧室构型比普通二次燃烧室构型燃烧效率明显提高。 展开更多
关键词 冲压发动机 火箭发动机 燃烧室 发动机试验 流场
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可变内收缩比侧压式进气道自起动性能 被引量：18
5
作者 潘瑾 张堃元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期278-281,321,共5页
为了寻求一种实现进气道自起动的方法,在数值模拟结果的前提下,开展了可移动唇口板的侧压式进气道自起动特性风洞实验。数值模拟结果发现,在侧压式进气道唇口板逐级后移和前伸过程中,存在起动迟滞现象。通过移动唇口板减小内收缩比,侧... 为了寻求一种实现进气道自起动的方法,在数值模拟结果的前提下,开展了可移动唇口板的侧压式进气道自起动特性风洞实验。数值模拟结果发现,在侧压式进气道唇口板逐级后移和前伸过程中,存在起动迟滞现象。通过移动唇口板减小内收缩比,侧压式进气道能够实现自起动。实验结果表明:在来流Ma3.85条件下,唇口板后移时,该模型侧压式进气道自起动内收缩比在1.24至1.28之间,对于已起动的侧压式进气道,唇口板前伸到内收缩比为Ric=1.33,该进气道仍起动。 展开更多
关键词 冲压喷气发动机 侧压式进气道^+ 可变内收缩比^+ 数值仿真 风洞实验
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冲压推进技术评论 被引量：11
6
作者 张克勋 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1990年第3期1-5,19,共6页
从飞航式导弹的历史发展的观点,论述了不同时期各类动力装置在导弹中的地位和作用.指出随导弹的不断发展,战术技术性能的不断提高,目前导弹正向超音速和高超音速(Ma>2～6)、中高空(H>15～40km)、超低空(H<30～100m)和中远程(L&... 从飞航式导弹的历史发展的观点,论述了不同时期各类动力装置在导弹中的地位和作用.指出随导弹的不断发展,战术技术性能的不断提高,目前导弹正向超音速和高超音速(Ma>2～6)、中高空(H>15～40km)、超低空(H<30～100m)和中远程(L>100km)方向发展,而航空航天技术的发展也从亚音速、超音速开始发展到高超音速.这就是说导弹和航空航天技术已经发展到进入冲压发动机最佳工作领域的新阶段.为了适应未来新一代导弹以及军民用高超音速飞行器的技术要求,就必须发展一种重量轻、体积小、速度快、射程远而机动性能又好的动力装置,而冲压及其组合推进技术则是它的最佳选择.现在冲压推进技术本身的发展已近成熟,而导弹和航空航天的技术发展又为它提供广阔的活动新天地,冲压推进技术活跃于世界舞台的新时代即将到来. 展开更多
关键词 喷气发动机 冲压喷气发动机 飞航导弹
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空天飞机/吸气式推进系统一体化性能的模拟 被引量：7
7
作者 王占学 唐狄毅 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第6期70-74,共5页
从一体化角度出发，进行了空天飞机／吸气式推进系统一体化性能的数值模拟。给出了涡扇发动机和冲压发动机的参数选择方法和计算结果， 采用工程计算的方法， 计算了进气道和喷管的特性。
关键词 航天 涡轮风扇发动机 冲压喷气发动机 数值仿真
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某型号燃油调节系统 被引量：7
8
作者 韩捷初 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1998年第2期23-26,共4页
详细介绍了高空工作的某型冲压发动机燃油调节系统的调节方案和调节线路的工作原理，叙述了该调节系统有关参数的测量方法。最后，列出了该调节系统参加飞行试验的结果，考核了调节系统的工作性能和可靠性。
关键词 冲压喷气发动机 燃料系统部件 燃料控制
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国外并联式涡轮基组合循环发动机技术发展途径浅析 被引量：10
9
作者 陈博 桂丰 +1 位作者 李茜 康玉东 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2019年第1期57-62,共6页
为借鉴国外并联式涡轮基组合循环(TBCC)发动机技术研究经验,从飞行器使用需求出发,分析了并联式TBCC发动机面临的技术挑战,并从高速涡轮基技术、冲压发动机技术和组合技术三个方面,梳理了美国典型并联式TBCC发动机的研发计划。在此基础... 为借鉴国外并联式涡轮基组合循环(TBCC)发动机技术研究经验,从飞行器使用需求出发,分析了并联式TBCC发动机面临的技术挑战,并从高速涡轮基技术、冲压发动机技术和组合技术三个方面,梳理了美国典型并联式TBCC发动机的研发计划。在此基础上,分析并提出了并联式TBCC发动机技术发展途径:拓展涡轮基工作马赫数上限和冲压发动机工作马赫数下限以实现并联式TBCC发动机模态转换,采用射流预冷技术扩展现有涡轮工作包线是短期内实现性较好的技术验证途径,开发高速涡轮发动机技术是未来发展的必然趋势。 展开更多
关键词 航空发动机 高超声速 TBCC 模态转换 高速涡轮发动机 冲压发动机 技术途径
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煤油超燃冲压发动机两相流场数值模拟(I)数值校验及总体流场特征 被引量：9
10
作者 黄生洪 徐胜利 刘小勇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第6期484-490,共7页
针对一种带三维导流型凹槽的煤油超燃冲压发动机,考虑两相(颗粒随机轨道方法)、湍流(Menter的SSTk ω模型)和多步燃烧机理(代用燃料C12H23的17组分30步化学反应机理),对飞行马赫数M0为4和6的典型工况开展了初步数值研究。结果流道壁面... 针对一种带三维导流型凹槽的煤油超燃冲压发动机,考虑两相(颗粒随机轨道方法)、湍流(Menter的SSTk ω模型)和多步燃烧机理(代用燃料C12H23的17组分30步化学反应机理),对飞行马赫数M0为4和6的典型工况开展了初步数值研究。结果流道壁面压强分布与试验值取得了较好的吻合,不过M0=6工况的第一凹槽组附近的存在约23%的数值误差。给出了误差原因。进一步分析表明(1)M0=6工况的分段燃料喷注对整体燃烧产生了有利影响,导致了较高的燃烧效率。(2)M0=4工况采用了不合理喷注参数,结果煤油穿透深度不足,获得了较低的燃烧效率。(3)三维导流型凹槽附近的湍流效应明显,对掺混产生了有利影响。不过超声速主流的湍流强度远大于亚声速主流情况。 展开更多
关键词 冲压喷气发动机 超音速燃烧 二相流 湍流 数值仿真
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高超侧压式进气道参数分析及试验研究 被引量：8
11
作者 张堃元 萧旭东 徐辉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1995年第6期20-25,共6页
分析了高超侧压式进气过第一、二溢流窗的溢流角随后掠角的变化规律，分析了溢流窗气流与主流相互作用而形成一道脱体曲面激波的原因，设计了侧压角为６°，后掠角３０°的直前缘及圆弧前缘两套高超侧压式进气道，在Ｍ５．３风... 分析了高超侧压式进气过第一、二溢流窗的溢流角随后掠角的变化规律，分析了溢流窗气流与主流相互作用而形成一道脱体曲面激波的原因，设计了侧压角为６°，后掠角３０°的直前缘及圆弧前缘两套高超侧压式进气道，在Ｍ５．３风洞中利用风洞壁面自然发展的附面层进行非均匀来流下进气道起动性能及总体性能试验，试验发现大量附面层吸入不仅对起动性能有重大影响，而且对总压恢复影响也极大。 展开更多
关键词 高超音速 进气道 超音速燃烧 冲压发动机
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RBCC发动机亚燃模态一次火箭引导燃烧的实验 被引量：11
12
作者 徐朝启 何国强 +2 位作者 刘佩进 秦飞 潘科玮 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第3期567-572,共6页
针对使用液体煤油燃料(JP-10)的火箭基组合动力循环(RBCC)发动机在亚燃模态下使用一次火箭作为引导的燃烧组织开展了实验研究.实验在低来流总温条件下,使用小流量一次火箭羽流作为引导火焰可以实现液体煤油的可靠点火和稳定燃烧,并在扩... 针对使用液体煤油燃料(JP-10)的火箭基组合动力循环(RBCC)发动机在亚燃模态下使用一次火箭作为引导的燃烧组织开展了实验研究.实验在低来流总温条件下,使用小流量一次火箭羽流作为引导火焰可以实现液体煤油的可靠点火和稳定燃烧,并在扩张燃烧室中实现"热力壅塞",从而完成RBCC发动机亚燃模态的高效燃烧.在目前发动机燃烧室构型下,通过一系列的发动机壁面压力分布曲线和推力增益的比较,研究了凹腔,支板及壁面喷注位置对发动机性能的影响.实验的结果表明:在一次火箭的下游使用支板喷注器可以使得燃料较容易的分布在主流中,并且在一次火焰羽流的引导下可以实现稳定高效的燃烧.支板喷注器的位置对于发动机的性能有很大的影响,在凹腔前壁面横向喷注燃料,有利于RBCC发动机燃烧性能的提升.为了获得较优的发动机亚燃模态性能,需要进一步对燃料的喷注策略开展优化研究. 展开更多
关键词 火箭基组合动力循环(RBCC) 亚燃模态 引导燃烧 一次火箭 发动机性能
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冲压发动机用轴对称进气道设计和试验 被引量：10
13
作者 王健 李宏东 +1 位作者 朱守梅 朱璞 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第6期682-686,共5页
完成了一种Ma=2.5～4.0冲压发动机用超声速轴对称混合式进气道模型的设计,通过数值模拟和风洞试验,获得了马赫数Ma=2.5,3.0,3.5,4.0,攻角α=0°,3°,6°,8°条件下的超声速轴对称混合式进气道性能。试验结果表明,随着... 完成了一种Ma=2.5～4.0冲压发动机用超声速轴对称混合式进气道模型的设计,通过数值模拟和风洞试验,获得了马赫数Ma=2.5,3.0,3.5,4.0,攻角α=0°,3°,6°,8°条件下的超声速轴对称混合式进气道性能。试验结果表明,随着马赫数的增加,总压恢复系数大幅度下降,亚临界稳定范围变窄,流量系数逐渐增加;随着攻角的增大,总压恢复系数和流量系数总体都呈降低趋势,在Ma≥3.0,α=6°时,进气道性能的下降小于5%,亚临界稳定范围变窄。 展开更多
关键词 冲压喷气发动机 进气道 进气道性能+ 模型设计 风洞试验
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超燃冲压发动机一体化设计与优化方法研究 被引量：5
14
作者 徐大军 孙冰 +2 位作者 徐旭 王元光 陈兵 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第5期360-362,共3页
建立了超燃冲压发动机一体化设计的优化模型,研究了超燃冲压发动机在总体性能要求与约束条件下,进气道、燃烧室(含隔离段)、尾喷管之间的性能匹配和参数优化。针对将计算流体力学(CFD)方法应用到优化设计过程中所带来的运算量巨大的问题... 建立了超燃冲压发动机一体化设计的优化模型,研究了超燃冲压发动机在总体性能要求与约束条件下,进气道、燃烧室(含隔离段)、尾喷管之间的性能匹配和参数优化。针对将计算流体力学(CFD)方法应用到优化设计过程中所带来的运算量巨大的问题,引入了基于PVM(并行虚拟机)的遗传算法,为包含有复杂流场计算过程的优化设计问题提出了一条易于实现并经济、可靠的解决途径。 展开更多
关键词 优化 超音速燃烧 冲压喷气发动机 一体化设计 数值仿真
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加热器在冲压发动机试验技术中的应用研究 被引量：9
15
作者 李小平 葛李虎 栾希亭 《火箭推进》 CAS 2007年第3期14-19,共6页
直连试验技术是冲压发动机研究中一项非常关键的技术,论证分析了如何模拟直连试验模型进口流量、总温及总压等关键参数,并以此为基础研制了一种高室压、大流量及耐高温的空气加热器,通过对该加热器和试验台相关组件的试验研究,结果表明... 直连试验技术是冲压发动机研究中一项非常关键的技术,论证分析了如何模拟直连试验模型进口流量、总温及总压等关键参数,并以此为基础研制了一种高室压、大流量及耐高温的空气加热器,通过对该加热器和试验台相关组件的试验研究,结果表明以空气、氧气及煤油组织燃烧的加热器工作性能良好,解决了冲压发动机直连试验这项关键技术。 展开更多
关键词 冲压发动机 试验技术 气体加热器 热试
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双下侧布局带泄流腔二元进气道试验 被引量：8
16
作者 麻肖妃 谢旅荣 郭荣伟 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第8期1818-1824,共7页
针对一种双下侧布局带泄流腔的二元进气道进行了试验研究.试验时,来流速度范围Ma=2.0~3.5,姿态角范围为α=-4°~10°,β=0°~4°.试验获得了进气道的反压特性曲线、速度特性曲线、迎角特性曲线和侧滑角特性曲线.分析表... 针对一种双下侧布局带泄流腔的二元进气道进行了试验研究.试验时,来流速度范围Ma=2.0~3.5,姿态角范围为α=-4°~10°,β=0°~4°.试验获得了进气道的反压特性曲线、速度特性曲线、迎角特性曲线和侧滑角特性曲线.分析表明,随着来流速度和迎角的增加,进气道的流量系数先增加,在设计点达到最大,之后由于弹身头部激波的影响略有减小.侧滑时两侧进气道气流状态不同,工作范围由性能较低的迎风侧进气道来决定.另外,通过分析进气道的沿程静压分布曲线,说明泄流腔结构能使结尾激波停留在泄流腔边缘,扩大了进气道的工作范围. 展开更多
关键词 冲压发动机 超声速进气道 泄流腔 风洞试验 混压式
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涡轮基组合循环动力关键技术进展 被引量：8
17
作者 陈敏 贾梓豪 《科技导报》 CAS CSCD 北大核心 2020年第12期69-84,共16页
涡轮基组合循环发动机将是未来高超声速飞行器的主要动力装置,满足空间运载、高速运输、远程快速打击等任务需求,具备可常规起降、可多次重复使用、经济性好等优点。梳理了诸多航空强国关于涡轮基组合循环动力关键技术的发展脉络,分析... 涡轮基组合循环发动机将是未来高超声速飞行器的主要动力装置,满足空间运载、高速运输、远程快速打击等任务需求,具备可常规起降、可多次重复使用、经济性好等优点。梳理了诸多航空强国关于涡轮基组合循环动力关键技术的发展脉络,分析了开展涡轮基组合循环发动机技术研究必须解决涵盖的模态转换、飞发一体化、超宽工作范围、耐高温、匹配性等诸多方面的关键技术瓶颈。结合国外先进经验,阐述了国内涡轮基组合循环发动机研究的建议,总结了必须解决的涡轮/冲压组合动力关键技术问题。 展开更多
关键词 涡轮基组合循环发动机 高超声速飞行器 冲压发动机
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以冲压发动机为动力的导弹爬升弹道研究 被引量：8
18
作者 王华 杨存富 刘恒军 《现代防御技术》 北大核心 2008年第4期27-30,41,共5页
针对以冲压发动机为动力的战术导弹的爬升弹道,首先考虑了发动机的特性,对导弹加速爬升的性能进行了系统分析,获得了导弹加速爬升过程中剩余功率和燃油消耗量随飞行状态变化的规律。利用这些规律形成遗传算法弹道优化的初始种群,仿真证... 针对以冲压发动机为动力的战术导弹的爬升弹道,首先考虑了发动机的特性,对导弹加速爬升的性能进行了系统分析,获得了导弹加速爬升过程中剩余功率和燃油消耗量随飞行状态变化的规律。利用这些规律形成遗传算法弹道优化的初始种群,仿真证明可以高效地收敛获得最优弹道。在优化中综合考虑了飞行时间和耗油量,对不同优化目标的弹道进行了优化和比较。为以冲压发动机为动力的战术导弹的弹道设计提供了理论参考。 展开更多
关键词 冲压发动机 导弹 弹道 爬升
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MHD控制激波诱导边界层分离的机理 被引量：7
19
作者 苏纬仪 陈立红 张新宇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第2期229-233,共5页
激波边界层相互作用是高超声速飞行器面临的重大问题,激波入射到平板引起的边界层分离是其中最具代表性的一种。用加权的3阶ENN格式计算了小磁雷诺数近似的MHD方程,研究了MHD控制层流边界层分离的机理。数值结果显示,通过局部电离空气... 激波边界层相互作用是高超声速飞行器面临的重大问题,激波入射到平板引起的边界层分离是其中最具代表性的一种。用加权的3阶ENN格式计算了小磁雷诺数近似的MHD方程,研究了MHD控制层流边界层分离的机理。数值结果显示,通过局部电离空气并施加洛伦兹力,能使分离点向下游移动,分离区尺寸减小,从而抑制和缓解由于激波-边界层相互作用而引起的分离。 展开更多
关键词 冲压喷气发动机 进气道 激波 边界层 边界层分离
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煤油超燃冲压发动机两相流场数值研究(Ⅱ)导流型凹槽对增强掺混和火焰稳定的影响初探 被引量：5
20
作者 黄生洪 徐胜利 刘小勇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第1期10-15,共6页
对新型三维导流型凹槽的流动、燃料喷注、雾化、惨混及燃烧特征进行了初步研究, 并与传统二维结构凹槽的流动进行了对比。结果表明: (1) 与传统二维结构的凹槽相比, 导流型凹槽能够诱导较强的横向漩涡和湍流, 促进凹槽内部及凹槽与主... 对新型三维导流型凹槽的流动、燃料喷注、雾化、惨混及燃烧特征进行了初步研究, 并与传统二维结构凹槽的流动进行了对比。结果表明: (1) 与传统二维结构的凹槽相比, 导流型凹槽能够诱导较强的横向漩涡和湍流, 促进凹槽内部及凹槽与主流的动量、能量和质量交换, 从而增强超燃掺混和火焰稳定。但其效果随具体结构和流动条件存在差别。(2) 导流型凹槽在增强火焰稳定的同时加剧了凹槽内部的流动不平衡。这种不平衡对凹槽内部的燃油喷射及雾化有重要影响。应该在不同的凹槽结构和流动条件下合理设计并优化喷注方案。 (3) 计算中观察到由于凹槽附近剧烈的燃烧导致了局部回流。 展开更多
关键词 冲压喷气发动机 超音速燃烧 导流型凹槽 火焰稳定性
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