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来流总温对双模态燃烧室模态转换边界的影响 被引量：4
1
作者 浮强 宋文艳 +1 位作者 石德永 王艳华 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期1119-1126,共8页
针对煤油燃料双模态超声速燃烧室,开展了来流总温对燃烧室模态转换边界影响的试验研究。试验采用甲烷燃烧加热直连式试验系统,隔离段进口马赫数保持2.0不变,总压为1.05MPa,来流总温分别为885、1 085、1 285K。试验中采集了燃烧室沿程壁... 针对煤油燃料双模态超声速燃烧室,开展了来流总温对燃烧室模态转换边界影响的试验研究。试验采用甲烷燃烧加热直连式试验系统,隔离段进口马赫数保持2.0不变,总压为1.05MPa,来流总温分别为885、1 085、1 285K。试验中采集了燃烧室沿程壁面压力,并采用一维分析方法得到了燃烧室的工作模态。试验结果表明:来流总温不同时,燃烧室壁面峰值压力位置相同,同时压力峰值与隔离段壁面压力分布和激波串起始位置存在一一对应关系;来流总温上升导致燃烧室超燃-亚燃模态转换时的当量油气比上升;在燃烧室当量油气比不变的条件下,来流总温上升能够导致燃烧室壁面压力下降,隔离段内激波串长度缩短。 展开更多
关键词 超燃冲压动机 双模态 燃烧室 模态转换边界 煤油燃料
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高超声速飞行器动力系统研究进展 被引量：64
2
作者 王振国 梁剑寒 +3 位作者 丁猛 范晓樯 吴继平 林志勇 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2009年第6期716-739,共24页
简要介绍了高超声速飞行器动力系统的概况.第2部分介绍了超燃冲压发动机、爆震发动机和组合循环发动机等典型高超声速吸气式发动机的基本工作原理与系统组成,描述了各自的特点.第3部分阐述了高超声速飞行器动力系统存在的难点问题,并列... 简要介绍了高超声速飞行器动力系统的概况.第2部分介绍了超燃冲压发动机、爆震发动机和组合循环发动机等典型高超声速吸气式发动机的基本工作原理与系统组成,描述了各自的特点.第3部分阐述了高超声速飞行器动力系统存在的难点问题,并列出了在总体设计、进气道、燃烧室、尾喷管、热防护、轻质结构、燃油供应与控制等方面的关键技术.第4部分回顾了上述几种典型发动机的发展历程,比较全面地介绍了世界主要航空、航天大国在动力系统关键技术攻关与系统研制方面的主要研究计划和取得的主要进展,总结了经验教训,指出了发展趋势.第5部分阐述了高超声速飞行器动力系统中的燃烧过程及其燃烧基本问题,介绍了主要研究进展. 展开更多
关键词 高超声速飞行器 超燃冲压发动机 爆震发动机 组合循环发动机 超声速燃烧 爆震燃烧
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超燃冲压发动机研究综述 被引量：34
3
作者 贺武生 《火箭推进》 CAS 2005年第1期29-32,共4页
超燃冲压发动机技术是一项新型的、具有广阔发展前景的推进技术。本文对国内外超燃冲压发动机最新研制情况进行了综述,重点论述了该类发动机关键技术研究情况,并对关键技术研究及思路提出了几点建议。
关键词 超燃冲压发动机 进气道 燃烧室 双模态燃烧转换 碳氢燃料 主动冷却
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超燃冲压发动机技术 被引量：29
4
作者 刘小勇 《飞航导弹》 2003年第2期38-42,共5页
超燃冲压发动机是研究对应飞行马赫数大于 6、以超声速燃烧为核心的冲压发动机技术。它的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。半个世纪以来 ,它的研究受到了美、俄、法等国的重视。目前 ,超燃冲压发动机技术已经开... 超燃冲压发动机是研究对应飞行马赫数大于 6、以超声速燃烧为核心的冲压发动机技术。它的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。半个世纪以来 ,它的研究受到了美、俄、法等国的重视。目前 ,超燃冲压发动机技术已经开始进行飞行演示验证。 2 1世纪 ,超燃冲压发动机技术必将得到较快发展和实际应用 ,必定会对未来的军事、政治。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 飞行马赫数 超声速燃烧 飞行器
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超声速燃烧与高超声速推进 被引量：54
5
作者 俞刚 范学军 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2013年第5期449-471,共23页
50多年的努力和曲折经历证明了超声速燃烧冲压发动机概念的可行性．本文对影响超燃冲压发动机技术成熟的主要因素作了扼要的分析．高超声速推进的首要问题是净推力，利用超声速燃烧获得推力遇到各种实际问题的制约，它们往往互相牵制．... 50多年的努力和曲折经历证明了超声速燃烧冲压发动机概念的可行性．本文对影响超燃冲压发动机技术成熟的主要因素作了扼要的分析．高超声速推进的首要问题是净推力，利用超声速燃烧获得推力遇到各种实际问题的制约，它们往往互相牵制．几次飞行试验表明高超声速飞行需要的发动机净推力仍差强人意，液体碳氢燃料（煤油）超燃冲压发动机在飞行马赫数5上下的加速和模态转换过程，成为高超声速吸气式推进继续发展的瓶颈．研究表明，利用吸热碳氢燃料不仅是发动机冷却的需要也是提高发动机推力和性能的关键举措，燃料吸热后物性改变对燃烧性能的附加贡献对超燃冲压发动机的净推力至关重要．当前，实验模拟技术和测量技术相对地落后，无法对环境、尺寸和试验时间做到完全的模拟．计算流体动力学（ComputationalFluidDynamics，CFD）逐渐成为除实验以外唯一可用的工具，然而，超声速燃烧的数值模拟遇到湍流和化学反应动力学的双重困难．影响对发动机的性能作正确可靠的评估．提出双模态超燃冲压发动机模态转换、吸热碳氢燃料主动冷却燃料催化裂解与超声速燃烧耦合、燃烧稳定性、实验模拟技术与装置、内流场特性和发动机性能测量、数值模拟中的湍流模型、煤油替代燃料及简化机理等研究前沿课题，和未来5。10年重点发展方向的建议． 展开更多
关键词 超声速燃烧 高超声速推进 超燃冲压发动机 吸热碳氢燃料 燃烧稳定性 模态转换
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C/SiC复合材料在超燃冲压发动机中的应用研究进展 被引量：50
6
作者 马青松 刘海韬 +2 位作者 潘余 刘卫东 陈朝辉 《无机材料学报》 SCIE EI CAS CSCD 北大核心 2013年第3期247-255,共9页
超燃冲压发动机是发展高超声速技术的核心,以其为动力装置的各类高超声速飞行器对于国防安全和航天运输都有重要意义。本文分析了超燃冲压发动机对热防护材料的要求,综述了C/SiC复合材料在超燃冲压发动机中的应用研究现状,提出了发展建... 超燃冲压发动机是发展高超声速技术的核心,以其为动力装置的各类高超声速飞行器对于国防安全和航天运输都有重要意义。本文分析了超燃冲压发动机对热防护材料的要求,综述了C/SiC复合材料在超燃冲压发动机中的应用研究现状,提出了发展建议,指出了需要关注的关键问题。 展开更多
关键词 C SIC复合材料 热防护 主动冷却 超燃冲压发动机 综述
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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
7
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
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中国超燃冲压发动机研究回顾 被引量：43
8
作者 刘兴洲 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第4期385-395,共11页
回顾了中国近年来在超燃冲压发动机领域的研究进展。首先是高超声速进气道的研究进展,包括高超声速进气道中激波与附面层干扰、起动和再起动、隔离段、进气道附面层抽吸、进气道通道内外压缩比、侧压式进气道、Busemann进气道等。其次... 回顾了中国近年来在超燃冲压发动机领域的研究进展。首先是高超声速进气道的研究进展,包括高超声速进气道中激波与附面层干扰、起动和再起动、隔离段、进气道附面层抽吸、进气道通道内外压缩比、侧压式进气道、Busemann进气道等。其次是超声速燃烧方面的研究及模型超燃冲压发动机研究。最后对研究工作进行了评述。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 高超声速进气道 超声速燃烧 超燃冲压发动机试验
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美国高超声速技术的发展与展望 被引量：21
9
作者 刘桐林 《航天控制》 CSCD 北大核心 2004年第4期36-41,共6页
高超声速技术是许多航空航天新技术的集合 ,它的发展将对世界安全、宇宙空间资源开发及相关学科产生重大影响。本报告介绍了美国取得的主要研究成果 ,进行了历史性的经验教训总结 ;重点对美国最新发展计划的内容进行了述评 ;分析了美国... 高超声速技术是许多航空航天新技术的集合 ,它的发展将对世界安全、宇宙空间资源开发及相关学科产生重大影响。本报告介绍了美国取得的主要研究成果 ,进行了历史性的经验教训总结 ;重点对美国最新发展计划的内容进行了述评 ;分析了美国开发高超声速技术的战略选择及对世界安全形势带来的影响。最后阐明了高超声速技术全球化将会引发新一轮军备竞赛。 展开更多
关键词 军事发展战略 高超声速技术 巡航导弹 超燃冲压发动机 美国
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高超侧压式进气道高焓脉冲风洞实验 被引量：32
10
作者 金志光 张堃元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第4期319-323,共5页
为验证一种双楔顶压、侧板中置的侧压式进气道基本性能,设计了一套进口面积为110mm×91mm的双流道试验模型,并在300mm马赫数6的高焓脉冲风洞中进行了吹风实验。实验测量了进气道和隔离段内的沿程静压分布和隔离段进出口截面的皮... 为验证一种双楔顶压、侧板中置的侧压式进气道基本性能,设计了一套进口面积为110mm×91mm的双流道试验模型,并在300mm马赫数6的高焓脉冲风洞中进行了吹风实验。实验测量了进气道和隔离段内的沿程静压分布和隔离段进出口截面的皮托压力分布,分析了进气道内的典型流场特征,获得了进气道的基本性能参数,并以马赫数的测量为例阐述了流场不均匀性对测量结果可能造成的影响。实验结果表明,马赫数6来流条件下,该侧压式进气道流量系数为0.83,隔离段出口平均马赫数为2.57,总压恢复系数为0.296,增压比为23.7,表明这种侧压式进气道的气动布局方式能够获得较好的总体性能。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 高超声速进气道 侧压式进气道 进气道试验
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国外高超声速飞行器研制计划 被引量：22
11
作者 沈剑 王伟 《飞航导弹》 北大核心 2006年第8期1-9,共9页
介绍了目前美国等7个国家30项高超声速飞行器研制计划的进展情况和所取得的成果,从中可以看出国外高超声速飞行器的发展水平和趋势。
关键词 高超声速 巡航导弹 超燃冲压发动机 飞行试验
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超燃冲压发动机二维进气道优化设计方法研究 被引量：27
12
作者 徐旭 蔡国飙 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第6期468-472,共5页
建立了超燃冲压发动机二维进气道的优化设计模型 ,运用优化设计方法对三楔角外压和二楔角内压的混压式进气道进行了不同约束条件下的一维优化设计。运用数值方法对进气道的优化设计进行了二维验算 ,验证了优化设计模型及设计方法的正确... 建立了超燃冲压发动机二维进气道的优化设计模型 ,运用优化设计方法对三楔角外压和二楔角内压的混压式进气道进行了不同约束条件下的一维优化设计。运用数值方法对进气道的优化设计进行了二维验算 ,验证了优化设计模型及设计方法的正确性。在此基础上将数值计算方法应用于进气道的二维优化设计 ,进一步提高了进气道的性能。该方法可进一步推广应用于包含三维、真实气体流动的进气道优化设计当中。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 高超声速进气道 混合压缩式进气道 最优化设计 数值计算 二维进气道
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超燃冲压发动机二维进气道多级多目标优化设计方法 被引量：23
13
作者 罗世彬 罗文彩 +1 位作者 丁猛 王振国 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第3期1-6,共6页
提出了超燃冲压发动机二维进气道的多级多目标设计方法。选择总压恢复系数、压升比和阻力系数为性能目标,引入多级设计概念,分别基于一维气动力学分析方法和计算流体力学方法,采用混合遗传算法对4楔角外压和2楔角内压混合压缩进气道进... 提出了超燃冲压发动机二维进气道的多级多目标设计方法。选择总压恢复系数、压升比和阻力系数为性能目标,引入多级设计概念,分别基于一维气动力学分析方法和计算流体力学方法,采用混合遗传算法对4楔角外压和2楔角内压混合压缩进气道进行了多级多目标优化设计,得到了问题的Pareto非劣解集。采用上述方法可以提升超燃冲压发动机进气道的设计水平,得到高性能的设计方案。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 高超声速进气道 多目标优化 数值模拟 混合遗传算法
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带前体压缩的前掠侧压式进气道实验及数值研究 被引量：26
14
作者 金志光 张堃元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第6期508-512,共5页
为提高侧压式进气道流量系数,设计了一种前机身顶压与侧压相结合的前掠侧压式进气道,在马赫5.3小高超风洞中完成吹风实验,并用FLUENT软件对进气道流场进行了数值模拟,分析了主要流动特征,获得了进气道基本性能。实验结果表明,马赫5.3设... 为提高侧压式进气道流量系数,设计了一种前机身顶压与侧压相结合的前掠侧压式进气道,在马赫5.3小高超风洞中完成吹风实验,并用FLUENT软件对进气道流场进行了数值模拟,分析了主要流动特征,获得了进气道基本性能。实验结果表明,马赫5.3设计状态下,这种前掠侧压式进气道的流量系数可以达到0.85以上,比一般后掠进气道提高20%左右。通过数值及实验研究发现,进气道下游隔离段内由于上下壁面的巨大压差导致顶板对称面两侧出现对涡,涡面将隔离段内的流动分为高速高能区与低速低能区两种流动。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 前掠侧压式进气道 风洞实验 数值仿真
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高超声速二维混压式前体/进气道设计方法研究 被引量：20
15
作者 黎明 宋文艳 贺伟 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第4期459-465,共7页
以飞行Ma数Ma=6,H=25km为设计点,分别采用等激波角和等激波强度设计方法,并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,分别对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道进行了初步设计,分析并比较了几种方案进气道... 以飞行Ma数Ma=6,H=25km为设计点,分别采用等激波角和等激波强度设计方法,并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,分别对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道进行了初步设计,分析并比较了几种方案进气道的设计点和非设计点性能及二维流场。研究表明,在低飞行Ma数下,唇口带有斜楔的前体/进气道起动性能和总压恢复优于唇口平直的,在高飞行Ma数下,唇口平直的前体/进气道冲压比高、外罩阻力小,而唇口带有斜楔的前体/进气道总压恢复系数高,外罩阻力相对较大。另外,分别采用等激波角和等激波强度方法设计的前体/进气道性能相近。本文提出的方法对于二维混压式高超声速前体/进气道方案的初步筛选具有一定的适用性。 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 高超声速前体/进气道 一体化 起动性能 变比热 超燃冲压发动机
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吸气式高超声速飞行器动力学建模研究进展 被引量：26
16
作者 唐硕 祝强军 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2011年第2期187-200,共14页
高超声速飞行以及飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计的典型特点导致吸气式高超声速飞行器具有不同于常规飞行器的飞行动力学特性,而飞行器总体设计和控制系统设计都必须考虑这些新动力学特性的影响,因此为吸气式高超声速飞行器建立... 高超声速飞行以及飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计的典型特点导致吸气式高超声速飞行器具有不同于常规飞行器的飞行动力学特性,而飞行器总体设计和控制系统设计都必须考虑这些新动力学特性的影响,因此为吸气式高超声速飞行器建立能够包含这些新特性的飞行动力学模型非常重要.本文对吸气式高超声速飞行器动力学建模的相关研究进行了总结:首先,简略地回顾了从超燃冲压发动机研究到飞行器系统研究发展历程;其次,详细阐述了宽飞行包线、高超声速效应、超燃冲压发动机约束、气动/推进耦合和气动弹性效应等吸气式高超声速飞行器的新动力学特性;然后,讨论了在选择坐标系、抽象飞行器外形、建立弹性机身模型、建立空气动力模型、建立超燃冲压发动机系统模型以及推导运动方程等每个具体步骤中需要考虑的问题和可用的方法;最后,评述了现有吸气式高超声速飞行器动力学模型,并指明了未来发展方向. 展开更多
关键词 飞行动力学 建模 吸气式高超声速飞行器 超燃冲压发动机
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俄罗斯高超声速技术飞行试验计划(一) 被引量：12
17
作者 刘桐林 《飞航导弹》 北大核心 2000年第4期23-30,共8页
高超声速技术是现代高新技术的集合 ,已经进入飞行试验阶段。在这一技术领域中 ,俄罗斯、美国研究处于世界的领先地位。本报告较全面介绍俄罗斯高超声速技术进展 ,重点介绍当前正在或计划进行的 4个飞行试验计划 ,即“冷”(Холод)... 高超声速技术是现代高新技术的集合 ,已经进入飞行试验阶段。在这一技术领域中 ,俄罗斯、美国研究处于世界的领先地位。本报告较全面介绍俄罗斯高超声速技术进展 ,重点介绍当前正在或计划进行的 4个飞行试验计划 ,即“冷”(Холод)计划、“鹰”(Орел)计划、“彩虹 - D2”(Радуга- д2 )计划和“鹰 - 31”(Орел- 31 ) 展开更多
关键词 俄罗斯 高超声速 超燃冲压发动机 飞行试验 计划
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超燃冲压发动机进气道不起动仿真研究 被引量：18
18
作者 鲍文 常军涛 +1 位作者 郭新刚 崔涛 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第5期731-735,共5页
对超燃冲压发动机进气道-隔离段进行了二维稳态流场数值模拟,给出了超燃冲压发动机进气道起动到不起动整个过程的数值模拟结果。得到了不同压比下、不同攻角下进气道-隔离段内部流场等压线图,分析了进气道-隔离段壁面静压分布特性,初步... 对超燃冲压发动机进气道-隔离段进行了二维稳态流场数值模拟,给出了超燃冲压发动机进气道起动到不起动整个过程的数值模拟结果。得到了不同压比下、不同攻角下进气道-隔离段内部流场等压线图,分析了进气道-隔离段壁面静压分布特性,初步给出了进气道不起动状态的判断准则。 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 超燃冲压发动机 进气道 不起动 判断准则
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支板凹腔一体化超燃冲压发动机实验研究 被引量：19
19
作者 陈立红 顾洪斌 张新宇 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期717-719,共3页
本文针对以凹腔支板一体化燃烧室为基本结构的超燃冲压模型发动机在自由射流风洞中的性能,主要研究了燃料在不同位置喷入时,燃烧室几何结构/气动性能/燃料混合及燃烧特性的相互耦合,以及对发动机推力性能的影响．结果表明支板与凹腔的... 本文针对以凹腔支板一体化燃烧室为基本结构的超燃冲压模型发动机在自由射流风洞中的性能,主要研究了燃料在不同位置喷入时,燃烧室几何结构/气动性能/燃料混合及燃烧特性的相互耦合,以及对发动机推力性能的影响．结果表明支板与凹腔的一体化在合理配置燃料分布情况下可以获得较好的发动机性能． 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 凹腔 支板
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流线追踪Busemann进气道设计参数的选择 被引量：18
20
作者 孙波 张堃元 +1 位作者 金志光 王成鹏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第1期55-59,共5页
为了研究型面设计马赫数、唇口偏移量对流线追踪Busemann进气道设计点性能的影响规律,寻求最佳性能的进气道,对设计马赫数为6,具有不同型面设计马赫数和唇口偏移量的流线追踪进气道进行了数值模拟。研究表明:选取低于马赫数6的型面设计... 为了研究型面设计马赫数、唇口偏移量对流线追踪Busemann进气道设计点性能的影响规律,寻求最佳性能的进气道,对设计马赫数为6,具有不同型面设计马赫数和唇口偏移量的流线追踪进气道进行了数值模拟。研究表明:选取低于马赫数6的型面设计马赫数,可获得较高的流量系数和增压比,而其压缩效率并不低;进气道唇口偏移量增大,会导致流量系数、增压比变小,但却有利于减小进气道内的分离程度,还会影响隔离段内的流动,因此唇口偏移量的选取需要综合考虑。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 Busemann进气道^+ 流线追踪 设计参数
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