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固体发动机绝热材料烧蚀研究进展 被引量:11
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作者 李江 郭梦飞 +1 位作者 刘洋 何国强 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第10期1146-1156,共11页
为了总结固体发动机绝热材料烧蚀方面的研究成果,梳理未来的发展方向,本文对国内外相关研究进展进行了综述。首先概述了绝热材料烧蚀的基本概念与研究意义,然后从烧蚀试验方法与装置、绝热材料烧蚀特性与机理、烧蚀模型等三个方面,对国... 为了总结固体发动机绝热材料烧蚀方面的研究成果,梳理未来的发展方向,本文对国内外相关研究进展进行了综述。首先概述了绝热材料烧蚀的基本概念与研究意义,然后从烧蚀试验方法与装置、绝热材料烧蚀特性与机理、烧蚀模型等三个方面,对国内外有代表性和创新性的研究进行了介绍和评价。分析表明,目前烧蚀研究呈现从宏观走向细、微观的趋势,对烧蚀各子过程的研究更加深入细致,更加强调烧蚀过程中流动、传热传质和化学反应等多物理过程的耦合。未来随着高能推进剂的研发与应用、纳米材料的发展以及对精细化模型需求的不断增加,绝热材料烧蚀研究将面临一些新的挑战,也将迎来新的发展机遇。 展开更多
关键词 绝热材料 固体火箭发动机 烧蚀机理 烧蚀模型
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火箭冲压组合动力研究进展 被引量:15
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作者 王亚军 何国强 +2 位作者 秦飞 魏祥庚 张铎 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第10期1125-1133,共9页
对国内外火箭冲压组合动力(RBCC)研究现状与发展路线进行了总结,阐述了各国主要研究计划和取得的重要成果。系统地总结了西北工业大学航天学院在火箭冲压组合动力的研究进展和研究成果,经过近二十年的发展,完成了从发动机理论分析与原... 对国内外火箭冲压组合动力(RBCC)研究现状与发展路线进行了总结,阐述了各国主要研究计划和取得的重要成果。系统地总结了西北工业大学航天学院在火箭冲压组合动力的研究进展和研究成果,经过近二十年的发展,完成了从发动机理论分析与原理验证、部件设计与试验到小尺度发动机地面集成验证,初步突破和掌握了宽域全流道设计、宽来流高效燃烧与火焰稳定以及模态过渡等多项关键技术,具备了开展飞行演示验证的基础。 展开更多
关键词 火箭冲压组合动力 研究进展 关键技术
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低气压直流辉光放电数值模拟与实验研究 被引量:11
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作者 张百灵 王宇天 +3 位作者 李益文 樊昊 高岭 段成铎 《高电压技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第3期724-730,共7页
为进一步探究低气压直流辉光放电机理,建立了基于局部平衡假设的2维直流辉光放电模型,研究了正常辉光向异常辉光放电的转变过程及其放电特性,并将异常辉光放电数值模拟结果与实验结果进行对比分析。结果表明,正常辉光放电时,在放电电压... 为进一步探究低气压直流辉光放电机理,建立了基于局部平衡假设的2维直流辉光放电模型,研究了正常辉光向异常辉光放电的转变过程及其放电特性,并将异常辉光放电数值模拟结果与实验结果进行对比分析。结果表明,正常辉光放电时,在放电电压小幅增大的情况下,放电区域的扩大使放电电流增大,阴极位降区厚度减小,并出现明显的负辉光区。进一步增大放电电压,放电将覆盖整个阴极表面,可以明显区分出阴极位降区、负辉光区和正柱区,此时放电转变为异常辉光放电;放电电压为400 V时的阴极位降区电场强度高达3 200 V/cm。异常辉光放电、气压不变时,增大放电电压不会改变放电结构,但负辉光区的电子数密度增大使电流增大、放电增强;放电电压为400 V且气压在50-420 Pa之间时,放电电流将随气压的升高而增大。 展开更多
关键词 正常辉光 异常辉光 等离子体 气体放电 阴极位降 电子数密度
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固体火箭发动机实验条件下基于拉瓦尔喷管变流道参数的4D编织C/C复合材料烧蚀性能(英文) 被引量:10
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作者 惠卫华 鲍福廷 +1 位作者 魏祥庚 刘旸 《新型炭材料》 SCIE EI CAS CSCD 北大核心 2017年第4期365-373,共9页
固体火箭发动机实验条件下,对4D编织C/C复合材料变参数流道拉瓦尔喷管进行了烧蚀特性研究。针对变流道喷管变化的烧蚀角度,分析了材料的烧蚀机理。结果表明,由于变流道的原因,从收敛段到喉部烧蚀逐渐加剧,在收敛段与喉部过渡段45°... 固体火箭发动机实验条件下,对4D编织C/C复合材料变参数流道拉瓦尔喷管进行了烧蚀特性研究。针对变流道喷管变化的烧蚀角度,分析了材料的烧蚀机理。结果表明,由于变流道的原因,从收敛段到喉部烧蚀逐渐加剧,在收敛段与喉部过渡段45°烧蚀角出烧蚀最为严重,烧蚀角越大,烧蚀越严重。之后,烧蚀程度明显逐渐减小。烧蚀率沿着变流道喷管轴向逐渐改变,最大烧蚀率是0.056 mm/s,最大质量烧蚀率是0.157 kg/m^2·s。并且,轴向纤维、径向纤维到环向纤维,烧蚀尖角逐渐增大。烧蚀特性与粒子速度、粒子撞击角度、粒子浓度、壁面剪切力等因素相关。在热化学烧蚀和机械剥蚀共同作用下,变流道是不同烧蚀行为的主要影响因素。 展开更多
关键词 炭/炭复合材料 喉衬 固体火箭发动机 轴向炭棒 烧蚀
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利用辐射光谱法开展发动机燃烧火焰参数在线测量 被引量:9
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作者 杨斌 桂欣扬 +4 位作者 周骛 姜勇俊 秦飞 蔡小舒 何国强 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第12期2904-2909,共6页
针对发动机高温燃烧火焰参数非接触式在线原位测量难题,提出了基于火焰辐射光谱(radia-tion spectroscopy。RS)的火焰参数在线测量方法,采用光纤光谱仪搭建了发动机燃烧火焰参数在线测量系统,并利用黑体炉对光谱仪电荷耦合元件(ch... 针对发动机高温燃烧火焰参数非接触式在线原位测量难题,提出了基于火焰辐射光谱(radia-tion spectroscopy。RS)的火焰参数在线测量方法,采用光纤光谱仪搭建了发动机燃烧火焰参数在线测量系统,并利用黑体炉对光谱仪电荷耦合元件(charge-couple ddevice,CCD)波长响应特性进行了标定.之后,应用该系统获得了火箭基组合循环(rocket based combined cycle,RBCC)发动机地面试验高温燃烧火焰200~1100nm波段辐射光谱,结合普朗克定律与最小二乘法,实现了火焰温度与辐射率参数的在线测量,为发动机燃烧诊断与优化提供了盲接数据支撑. 展开更多
关键词 在线测量方法 发动机燃烧诊断 辐射光谱法 燃烧火焰参数 温度测量方法
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等离子体激励控制激波与边界层干扰流动分离数值研究 被引量:9
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作者 王宇天 张百灵 +1 位作者 李益文 肖良华 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第2期364-371,共8页
针对高超声速进气道激波与边界层干扰流动分离控制问题,提出了一种低功率重频非定常激励方式,并基于雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程,从唯象学的角度出发,将等离子激励简化为功率密度源项,对比研究了定常与低功率重频非定常等离子体气... 针对高超声速进气道激波与边界层干扰流动分离控制问题,提出了一种低功率重频非定常激励方式,并基于雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程,从唯象学的角度出发,将等离子激励简化为功率密度源项,对比研究了定常与低功率重频非定常等离子体气动激励的作用机理与控制效果。结果表明:定常激励的能量沉积作用对于激波控制非常有效,并可诱导出斜激波,但是对于流动分离控制而言,其能量沉积显然过于强大,反而会使流动分离更加严重,无法满足控制要求;当采用低功率重频非定常激励方式时,对于不同功率密度的情况均存在最佳激励时长与频率,当功率密度为5.0×109 W/m3时,最大射流速度可以达到895m/s,并且可以在一定程度上减弱激波与边界层干扰流动分离。 展开更多
关键词 激波与边界层干扰 流动分离 等离子体 射流 流动控制
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超声速内流道摩擦阻力分析及减阻技术研究 被引量:8
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作者 王帅 何国强 +1 位作者 秦飞 魏祥庚 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第4期908-919,共12页
针对带有后向台阶的等截面受限空间,通过三维数值模拟开展了超声速内流道摩擦阻力分析及减阻技术研究。分析对比了飞行马赫数为5、6、6.5及7对应的燃烧室入口条件下相同质量氢气喷注、燃烧对壁面摩擦阻力的影响机制以及不同喷注压力对... 针对带有后向台阶的等截面受限空间,通过三维数值模拟开展了超声速内流道摩擦阻力分析及减阻技术研究。分析对比了飞行马赫数为5、6、6.5及7对应的燃烧室入口条件下相同质量氢气喷注、燃烧对壁面摩擦阻力的影响机制以及不同喷注压力对喷孔下游壁面剪应力的影响。研究结果表明,同等质量的氢气,低速喷注优于高速喷注(507、50.7kPa喷注压力分别得到10%、5%左右的减阻效果)。近壁区燃烧得到接近70%的减阻效果;气流经过突扩结构之后,壁面剪应力呈现规律地不均匀变化,最大差异达100%;剪应力与密度变化趋势基本吻合。因此,发动机内流道减阻的关键在于营造近壁区低密度场;稳定、有效的减阻区域发生在靠后方的位置,但由于流动掺混、燃料的燃烧消耗,减阻效果沿流向逐渐减弱。 展开更多
关键词 宽速域 超声速内流道 摩擦阻力 边界层燃烧 减阻
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乙烯燃烧化学动力学机理的简化与分析 被引量:7
8
作者 李瑞 何国强 +2 位作者 秦飞 刘冰 席双惠 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第9期2074-2083,共10页
为了获得高精度、小尺寸的乙烯简化机理,采用基于误差传播的直接关系图(DRGEP)法和反应路径分析(PFA)法对USC(University of Southern California)-Ⅱ机理在宽范围工况下进行简化,通过取交集方式得到了包含38个组分和243个反应的框架机... 为了获得高精度、小尺寸的乙烯简化机理,采用基于误差传播的直接关系图(DRGEP)法和反应路径分析(PFA)法对USC(University of Southern California)-Ⅱ机理在宽范围工况下进行简化,通过取交集方式得到了包含38个组分和243个反应的框架机理,采用灵敏性分析得到了包含30个组分和167个反应的框架机理,其最大点火延时误差为7.10%。在较宽的工况范围内对30个组分的框架机理进行了验证与机理分析,结果表明:此框架机理在点火延时,火焰传播速度,温度曲线,组分摩尔分数曲线,反应的灵敏性系数,反应路径和不确定性等燃烧特性参数与详细机理吻合较好。通过准稳态假设(QSSA)方法简化得到了更适用于工程应用的24个组分和20个总包反应的全局简化机理,并验证了其点火延时。 展开更多
关键词 乙烯 燃烧机理 机理简化 灵敏性分析 不确定性分析
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空空导弹固体火箭冲压发动机设计参数优化 被引量:6
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作者 曹军伟 何国强 +2 位作者 王希亮 单睿子 贺永杰 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第8期2018-2024,共7页
为使空空导弹在较宽的空域范围内获得优化的综合性能,提出了以导弹综合特性为目标函数来优化固体火箭冲压发动机设计参数的思路,以空空导弹在飞行高度分别为5,10km和15km的飞行距离和飞行速度的综合性能参数为目标函数,建立了固体火箭... 为使空空导弹在较宽的空域范围内获得优化的综合性能,提出了以导弹综合特性为目标函数来优化固体火箭冲压发动机设计参数的思路,以空空导弹在飞行高度分别为5,10km和15km的飞行距离和飞行速度的综合性能参数为目标函数,建立了固体火箭冲压发动机设计参数优化模型,利用遗传算法进行了固体火箭冲压发动机设计参数的优化.优化的结果表明:当参数选择适当时,采用非壅塞固体火箭冲压发动机的空空导弹在较宽的工作包线内也能够具有优秀的飞行性能,在高度为5,10km和15km时,空空导弹的飞行距离分别达到了62.9,89.2km和133.1km,空空导弹的平均飞行速度也得到了提高. 展开更多
关键词 空空导弹 固体火箭冲压发动机 超声速进气道 遗传算法 优化设计
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双脉冲固体火箭发动机压强振荡特性研究 被引量:6
10
作者 刘伟凯 何国强 王春光 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第10期2553-2560,共8页
为了研究隔舱消融对双脉冲发动机中燃烧室的压强振荡影响规律,选择隔舱消融几个典型时刻进行研究,运用大涡模拟(LES)方法,对Ⅱ脉冲工作时的发动机流场稳定性进行数值模拟.最后得到了各工况下的压强时间曲线及其快速傅氏变换(FFT)结果.... 为了研究隔舱消融对双脉冲发动机中燃烧室的压强振荡影响规律,选择隔舱消融几个典型时刻进行研究,运用大涡模拟(LES)方法,对Ⅱ脉冲工作时的发动机流场稳定性进行数值模拟.最后得到了各工况下的压强时间曲线及其快速傅氏变换(FFT)结果.分析表明:由于Ⅱ脉冲工作初期隔舱暴露在流场中产生额外扰动,以及隔舱级间通道形成狭窄通道的加速作用,是导致边界层分离而引起障碍涡脱落的主要因素.点火初期,双脉冲发动机易发生轻微压强振荡.随隔舱消融,整个流场在发动机工作中、后期逐渐趋于平稳. 展开更多
关键词 双脉冲发动机 隔舱 压强振荡 突收突扩 大涡模拟
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超临界裂解煤油的并联通道流量分配特性研究 被引量:6
11
作者 景婷婷 何国强 +3 位作者 秦飞 李文强 张铎 王明皓 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期1-6,共6页
以周向热流分布极为不均匀的RBCC发动机为应用背景,采用经过校验的高精度数值仿真方法,基于超临界裂解煤油开展了并联再生冷却通道流量分配特性的三维数值模拟研究,分析了壁面热流强度、非均匀热流以及入口集液腔对并联再生冷却通道流... 以周向热流分布极为不均匀的RBCC发动机为应用背景,采用经过校验的高精度数值仿真方法,基于超临界裂解煤油开展了并联再生冷却通道流量分配特性的三维数值模拟研究,分析了壁面热流强度、非均匀热流以及入口集液腔对并联再生冷却通道流量分配特性的影响规律。结果表明,当均匀热流条件下的热流强度增大时,分支管不均匀分配特性增强,但是当壁面加热量使得给定质量流率的煤油出口温度大于完全裂解温度时,非均匀分配特性有所缓和;壁面非均匀加热时,会造成分支管流量不均匀度急剧增大,且热流越大的分支管对应的质量流量越小,进而增大了该位置发生壁面超温的可能性,在热流相差仅0.25 MW/m2时,分支管热流相差最大为33.2%;通过增大入口集液腔流通面积可以改善并联分支管的流量分配特性,但是同时也会带来换热效率降低和压降增大的影响,在所研究工况中,入口集液腔为分支管总流通面积的4倍时,可以得到一个较好的流量分配特性。 展开更多
关键词 再生冷却 并联通道 流量分配 超临界碳氢燃料 非均匀加热 火箭基组合循环发动机
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RBCC发动机燃料喷注位置变化对混合燃烧模式燃烧的影响 被引量:5
12
作者 潘科玮 何国强 +2 位作者 刘佩进 秦飞 杨斌 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第8期1900-1906,共7页
为了研究混合燃烧模式下燃料喷注位置对燃烧的影响,通过数值模拟的方法,研究了喷注位置变化时,流道组分质量分数分布、高温放热区域及流道压强分布的变化规律.结果表明,混合燃烧模式中,喷注位置变化对燃烧流场影响很大.在燃烧室中,燃料... 为了研究混合燃烧模式下燃料喷注位置对燃烧的影响,通过数值模拟的方法,研究了喷注位置变化时,流道组分质量分数分布、高温放热区域及流道压强分布的变化规律.结果表明,混合燃烧模式中,喷注位置变化对燃烧流场影响很大.在燃烧室中,燃料喷注位置靠前能给燃烧带来帮助,提高燃料与二次来流的掺混能力,并且由于燃料与一次火箭高温羽流相互掺混等影响提前,加快燃料的雾化蒸发,促进燃烧流场的火焰传播,减少煤油点火延迟时间,提高了燃烧效率.因此为了提高混合燃烧模式下的燃烧性能,应尽可能选择燃烧室前端位置进行燃料喷注. 展开更多
关键词 火箭基组合动力循环(RBCC)发动机 喷注位置 燃烧 煤油 数值模拟
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固体发动机人工脱粘的二维实验与数值模拟 被引量:3
13
作者 孙得川 王贺 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第1期23-27,共5页
针对固体火箭发动机前封头人工脱粘缝隙,设计了二维实验装置,用来模拟发动机点火过程中前封头人工脱粘位置受到点火冲击后的应力-应变情况。同时,采用流固耦合的数值方法,对比计算了实验工况,计算得到人工脱粘根部的应力-应变与实验吻... 针对固体火箭发动机前封头人工脱粘缝隙,设计了二维实验装置,用来模拟发动机点火过程中前封头人工脱粘位置受到点火冲击后的应力-应变情况。同时,采用流固耦合的数值方法,对比计算了实验工况,计算得到人工脱粘根部的应力-应变与实验吻合很好。通过数值研究发现,点火初期燃气对人工脱粘部位的冲击,会引起缝隙内部的压强振荡及装药表面的振动,其幅值取决于脱粘缝隙内的压强传播情况,点火后期振荡趋于消失。人工脱粘的装药表面应力与燃烧室压强基本一致,在尖端出现应力集中,且对于固定形式的人工脱粘,其增大幅值基本固定,与燃烧室压强无关。人工脱粘向壳体圆柱段的延伸,可能会减小应力集中的幅值。人工脱粘的缝隙宽度对脱粘部位的影响很小。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 人工脱粘 点火过程 实验模型 流固耦合
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RBCC燃料支板主动冷却的换热特性研究
14
作者 景婷婷 何国强 +3 位作者 侯志远 李文强 秦飞 张铎 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第5期919-925,共7页
针对典型的宽域工作火箭冲压组合循环发动机中的主动冷却燃料支板的基准构型,采用经过校验的数值模拟方法,开展了前缘半径、壁厚、流量分配方式对支板冷却效果的影响因素分析,完成了支板主动冷却通道的几何参数及流量分配策略的参数优... 针对典型的宽域工作火箭冲压组合循环发动机中的主动冷却燃料支板的基准构型,采用经过校验的数值模拟方法,开展了前缘半径、壁厚、流量分配方式对支板冷却效果的影响因素分析,完成了支板主动冷却通道的几何参数及流量分配策略的参数优选研究。结果表明,在其他参数相同的条件下,前缘热流随着前缘半径的增大而减小,且横截面温度分布更加均匀,但同时对支板的气动性能影响也逐渐增大;另外,壁厚的增大会降低支板的冷却效果,且壁厚越小,在前缘上的热流分布越均匀;同时,通过对比3种冷却剂分配方式的数值模拟结果可知,冷却剂更多地分配给前缘等受热严重区域可以增强特征区域的冷却效果,但全部集中在支板前缘会增大通道内压力损失,因此由尖劈部分的多个通道进入的分配方案最优,既能提高前缘冷却效率,又能保证对其他部分的有效冷却。通过开展支板主动冷却通道布局优化和影响规律分析,显著降低了燃料支板对冷却流量的需求,并为燃料支板的主动冷却结构设计提供了依据。 展开更多
关键词 燃料支板 主动冷却 数值模拟 流量分配
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