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1.
高超声速吸气式发动机的研究进展与发展趋势   总被引:7,自引:2,他引:5  
张新宇 《力学进展》2001,31(3):478-480
1前言 高超声速吸气式推进技术是发展新一代低成本、高性能天地往返运输系统的关键技术,具有强烈的航空航天和军事应用背景,因此它是当前国际上航空航天大国竞相投入巨资开展研究工作的重点之一,其核心是超燃冲压发动机.今年6月初美国 NASA试飞的X-43A样机基本上可以代表目前国际上发展此项技术的最前沿.虽然由于搭载火箭的失败,没有获得有效的实验数据,但这次试飞说明大量的关键性技术问题已经解决,已由地面实验转移到飞行实验阶段. 我国在这方面的研究工作起步较晚,1999年才正式开始论证如何发展我国的高超声速…  相似文献
2.
超燃冲压模型发动机实验设备与实验技术   总被引:3,自引:0,他引:3  
超燃冲压发动机是高超声速飞行器的先进的动力系统,在基础研究和工程应用方面都具有重大意义。其实验设备的建设与实验技术的积累是一个国家在航空航天领域综合实力的体现。本文综述了国外超燃冲压发动机地面实验设备的发展情况,介绍了我国用于超燃冲压模型发动机实验的高超声速推进实验装置及其关键组成部分的设计思想、研制方法和调试结果,马赫数5.8,总压5MPa,总温2000K,总流量4.5kg/s的设备运行参数为超燃冲压模型发动机的研究提供了必要的实验条件。  相似文献
3.
高超声速飞行器动力系统研究进展   总被引:2,自引:0,他引:2  
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,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.  相似文献
4.
A scramjet combustor with double cavitybased flameholders was experimentally studied in a directconnected test bed with the inflow conditions of M = 2.64,Pt = 1.84 MPa,Tt = 1 300 K.Successful ignition and selfsustained combustion with room temperature kerosene was achieved using pilot hydrogen,and kerosene was vertically injected into the combustor through 4×φ 0.5 mm holes mounted on the wall.For different equivalence ratios and different injection schemes with both tandem cavities and parallel cavities,flow fields were obtained and compared using a high speed camera and a Schlieren system.Results revealed that the combustor inside the flow field was greatly influenced by the cavity installation scheme,cavities in tandem easily to form a single side flame distribution,and cavities in parallel are more likely to form a joint flame,forming a choked combustion mode.The supersonic combustion flame was a kind of diffusion flame and there were two kinds of combustion modes.In the unchoked combustion mode,both subsonic and supersonic combustion regions existed.While in the choked mode,the combustion region was fully subsonic with strong shock propagating upstream.Results also showed that there was a balance point between the boundary separation and shock enhanced combustion,depending on the intensity of heat release.  相似文献
5.
吸气式高超声速飞行器动力学建模研究进展   总被引:2,自引:0,他引:2       下载免费PDF全文
唐硕  祝强军 《力学进展》2011,41(2):187-200
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.  相似文献
6.
双燃式超燃发动机冷态内流场的数值研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
研究了双燃式一体化通道(包含进气道、双燃式燃烧室和尾喷管)的冷态内流场特性.首次在激波风洞中对内流场进行纹影照相,用TVD格式求解三维全N-S方程对喷管和一体化通道进行分区数值模拟,并考察了几何参数对内流场的影响.结果表明对典型工况(h  相似文献
7.
模型超燃冲压发动机内着火过程分析   总被引:1,自引:0,他引:1  
在燃烧室入口来流为Ma=2.64,T0=1483K,P0=1.65MPa,T=724K,P=76.3kPa条件下,采用高速摄影和连续激光高速纹影对等截面犁开窗燃烧室内氧气射流自燃过程、火花塞点燃氢气过程和引导氢气火焰点燃煤油过程进行了观测,获得了燃烧室内着火过程中火焰和流场波系结构的动态演化过程;观察到了初始火焰区首先起始于燃烧室下游,并逆流传播实现发动机着火的过程;分析表明燃料能否着火、以及着火位置与燃料着火时间、燃烧室流速和火焰稳定器安装情况相关,多火焰稳定区延长了燃料驻留时间,使燃料更容易着火.  相似文献
8.
煤油简化动力学和ISAT在超燃计算中的应用   总被引:1,自引:0,他引:1  
利用基于"准稳态"方法建立的模型简化软件包SPARCK,从建立的详细模型出发得到了一个包含22组分18步总包反应的煤油简化动力学模型.简化模型计算得到的点火延迟时间与文献计算结果和实验结果相一致,验证了模型的有效性.采用简化模型和当地自适应建表(ISAT)方法,对超燃冲乐发动机进行了二维并行数值模拟,计算得到的壁面压力分布与试验结果吻合较好,表明简化模型能够很好地用来模拟煤油燃料超燃发动机内部的复杂燃烧过程.在并行计算环境下,和直接积分方法相比,该方法将化学反应项的计算速度提高了3.73倍,大大提高了计算效率.  相似文献
9.
在模拟飞行高度为25km、来流马赫数为6的情况下,采用试验研究的方法对超燃冲压发动机燃烧模态转换进行了直连式试验.根据燃烧室壁面压力分布和一维模型分析表明,燃料喷射位置和当量比的动态改变,实现了燃烧室内燃烧模态的动态转换.不同燃料喷射位置切换顺序比较表明,燃烧室内燃烧状态的改变受燃料分布所决定,但是燃烧室自身具有一定的抗波动能力.  相似文献
10.
应用表面油流和压力测量技术,结合数值模拟方法研究了超燃冲压发动机侧压式进气道无支板和有支板两种典型工况的基本流动特性.结果表明:由侧壁诱发的后掠激波与底板边界层相互作用,形成一对逆向旋转的漩涡,该漩涡在下游不断发展并偏离底板,在出口截面形成一个低马赫数低总压区;支板的引入增加了压缩率,但同时导致底板与侧壁边界层严重分离,使进气道性能偏离设计工况.  相似文献
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