烧蚀支板对超燃冲压发动机燃烧室性能的影响

为了提高超燃冲压发动机燃烧室的性能,本文提出了燃料喷注支板与烧蚀支板组合的燃烧室新方案,并研究了新方案对超燃冲压发动机燃烧室性能的影响。相比于单燃料喷注支板方式而言,加入烧蚀支板后,虽然燃烧室内的总压恢复系数有所下降,但燃烧室内燃料与空气的混合效率、燃烧效率均有显著提高,燃烧效率的提高弥补了燃烧室内总压损失所带来的机械能损失,使得燃料喷注支板和烧蚀支板组合方式下的燃烧室比冲高于单燃料喷注支板时的比冲。     

斜爆轰发动机流动机理分析

为了研究高Mach数超燃冲压发动机和斜爆轰发动机的内流场燃烧流动机理，首先用CJ爆轰理论对超燃冲压发动机的内流场特性进行了理论分析，给出了燃烧室流场的气动规律，理论分析结果与现有实验结果吻合得非常好.其次，根据理论分析结果，提出了高Mach数超燃冲压发动机和斜爆轰发动机的气动设计原则.最后，根据提出的气动设计原则，设计了高Mach数斜爆轰发动机，飞行Mach数为9，对斜激波诱导燃烧机理开展了二维数值模拟研究.数值模拟结果表明，在高Mach数下，斜爆轰发动机燃烧室内可以得到稳定的燃烧流场.      

进口条件对超燃冲压发动机氢气燃烧流场特性的影响分析

对不同进口条件下的超燃冲压发动机燃烧室内氢气喷流超声速燃烧流动特性进行了数值模拟与分析.宽范围超燃冲压发动机是吸气式高超声速飞行器推进系统设计中的热点问题之一,受实验设备硬件条件及实验技术限制,数值模拟技术仍然是超燃冲压发动机燃烧室内燃气燃烧特性及流场特性的主要研究手段.采用基于混合网格技术的多组元N-S方程有限体积方法求解器,在不同进口Mach数及压强条件下,对带楔板/凹腔结构的燃烧室模型氢气喷流燃烧流场进行了数值模拟,对比分析了氢气喷流穿透深度、喷口前后回流区结构、掺混效率及燃烧效率等流场结构与典型流场参数的变化特性及影响规律.研究成果可为宽范围超燃冲压发动机喷流燃烧流动特性分析提供参考.      

一种新型的超燃冲压发动机闭式冷却循环

热防护技术是发展高超音速的关键技术之一.为了降低冷却用燃料需求,本文提出了基于闭式Brayton循环的超燃冲压发动机冷却循环,旨在提出一个缓解超燃冲压发动机热防护压力的新方法、新思路,同时可为高超音速飞行器提供足够的电力供应.文中介绍了冷却循环的组成和工作原理,定义了评价冷却循环性能的参数,在考虑系统内、外不可逆性的基础上,完成了系统的性能分析,分析表明该冷却循环可有效地节约冷却用燃料消耗,大幅提升超燃冲压发动机热防护系统性能.     

基于CARS技术的超燃冲压发动机点火过程温度测量

相干anti-Stokes Raman散射（coherent anti-Stokes Raman scattering,CARS）技术作为一种非接触测量手段,已广泛应用于多种发动机模型燃烧室温度测量及地面试验.然而,目前的工作主要集中在稳态燃烧场温度的测量,缺乏用高分辨率的单脉冲来测量瞬变的燃烧火焰温度及组分浓度的研究.基于CARS理论,结合多参数拟合算法,开发了基于MATLAB的CARS光谱计算和拟合程序CARSCF;利用McKenna平面火焰炉在不同工况下进行了温度测量,并与DLR测量结果进行对比,结果显示开发的CARSCF具有较高的测量重复性和准确性;最后将CARS技术应用于测量超燃冲压发动机点火过程中的温度测量,获取了点火过程中的温度.结果显示,在来流Mach数为3的条件下,H₂/air点火过程中温度呈现急剧上升然后缓慢下降,而CARS信号则呈现急剧上升然后急剧下降随后又缓慢上升的趋势,并且在点火过程中最高温度为1 511 K.      

超燃冲压发动机喷管推力性能理论预测

超燃冲压发动机发展60多年来,虽然取得了很大的进步,但是对其推力大小的理论评估是一个没有很好解决的问题.超燃冲压发动机的推力主要由喷管产生,因此重点研究了喷管的推力特性.将燃烧室出口参数作为喷管入口边界条件,利用等熵膨胀理论,通过对喷管壁面压力积分,得到了简化的无量纲推力公式,获得了影响推力大小的关键参数和物理规律.理...     

突扩管爆轰推进及其喷管推力性能数值模拟

基于均相反应流N-S方程以及kε-湍流模型与EBU燃烧模型,对爆轰波在突扩管内传播,以及主爆轰管加装不同形状喷管后对推力性能的影响进行了数值模拟。结果表明,爆轰波从预爆管进入主管后,能迅速诱发新的爆轰。另外,主管加装各类喷管后,单次爆轰所得的平均推力发生变化。其中,发动机端部推力随喷管收敛角度的增大而提高,并随扩张角度的增大而降低,但平均总推力却随扩张角度的增大而提高,随收敛角度的增大而降低,并存在一个最佳扩张角。     

高超声速进气道飞行器一体化设计技术的发展

对高超声速进气道与飞行器一体化设计技术和发展进行了研究,包含轴对称压缩、二维压缩、侧压以及内压缩进气道在高超声速飞行器上的典型布局设计方案.对高超声速可调进气道类型进行了概述,基于轴对称类型调节、二元平面类型调节以及三维内转调节进气道的典型案例给出了其各自的设计特点,并进一步对宽域飞行和组合动力飞行器采用的多通道可调节...     

超声速气流中的爆震推进理论与研究进展

爆震燃烧近似为等容燃烧,理论上其热循环效率高于基于等压燃烧的爆燃燃烧,在超声速推进系统中具有潜在的应用价值.通过总结超声速气流中的爆震推进理论与研究进展,分析其需要解决的关键科学与技术问题,指导未来高超声速发动机的基础研究.文章重点总结了适用于高超声速飞行的斜爆震发动机、超声速脉冲爆震冲压发动机的基础研究进展.其中对斜爆震发动机的应用模式、相关实验研究思路及方法、数值仿真现状进行了总结分析.对超声速脉冲爆震冲压发动机的基础理论研究现状和目前研究的难点进行了梳理.基于爆震燃烧的超燃冲压发动机具有推进系统自增压、燃烧效率高、推力性能好、推进效率高、燃烧室长度短、结构重量轻等优势,文章总结了该发动机当前的发展进程和最新的研究进展,并对其未来的发展方向以及存在的技术问题进行了分析.      

吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化内外流非定常耦合方法

基于吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化的气动布局设计方式,文章提出了一种内外流一体化流场的耦合求解方法,其中燃烧室内流场采用考虑有限速率化学反应动力学模型的一维非稳态方法求解,进气道和尾喷管外流场采用二维CFD软件计算,进气道与燃烧室在耦合界面处通过一维平均方法实现静温、静压和Mach数等参数传递.并分别以日本国家航空与航天实验室（NAL）的氢燃料燃烧室模型作为内流场验证算例,以某典型高超声速飞行器一体化模型作为内外耦合流场验证算例.研究结果表明:有限速率化学反应准一维方法能较为准确地模拟燃烧室内燃烧流场,提出的内外流场耦合方法能够有效地计算出内外流耦合效应,计算后体压力分布与理论值较接近.该方法可为超燃冲压发动机的性能快速分析和吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化的初步分析设计提供重要参考.      

JF12激波风洞高Mach数超燃冲压发动机实验研究

针对高Mach数（Ma ≥ 7）超燃冲压发动机高气动阻力下的燃烧组织问题,提出一种双突扩燃烧室结构方案.使用数值模拟方法考察了射流与双突扩燃烧室组合方式的混合燃烧特性.设计了双突扩超燃冲压发动机模型,在力学研究所JF12长试验时间激波风洞内,开展了Ma=7.0和Ma=9.5的氢燃料点火和燃烧试验对比.在风洞有效试验时间100 ms内,实现了Ma=7.0和Ma=9.5超燃冲压发动机的成功点火与稳定燃烧.在Ma=7.0情况下,进气道采用三维压缩,燃烧室入口设计Mach数Ma_c=2.5,壁面压力分布实验结果显示燃烧放热靠近燃烧室扩张段上游;在Ma=9.5情况下,进气道采用二维压缩,燃烧室入口设计Mach数Ma_c=3.5,由于燃烧室流动速度特别高,燃烧放热靠近燃烧室扩张段下游.      

Performance Analysis of a Diagonal MHD Accelerator for Space Propulsion

The performance of a diagonal magnetohydrodynamic (MHD) accelerator has been numerically investigated. Studies were carried out using air plasma as a working gas in an equilibrium condition based on the MHD Augmented Propulsion Experiment channel designed by NASA. The MacCormack scheme is employed in order to solve the set of differential equations with MHD approximations. The fundamental performance of a diagonal MHD accelerator considering both flow performance along the channel and propulsion performance has been evaluated under various applied input currents and magnetic fields. The optimum performance is dominated by ${bf j} times {bf B}$ Lorentz body force acceleration, while it is increased with Joule heating and the ${bf u} times {bf B}$ term's contribution, which are detrimental to the propulsion performance. Moreover, friction forces resist the flow performance, particularly near the channel exit.      

脉冲激光推进轻型飞行器的特点分析

采用微分方程数值解法计算地基脉冲激光推进轻型飞行器的运动方程，分析了大气呼吸模式、烧蚀模式以及两种模式相结合方式下飞行器的飞行特点。计算分析发现：空气呼吸模式推进飞行器的最大速度有限；烧蚀模式可以使飞行器产生很高的速度，提高冲量耦合系数和比冲，有利于提高飞行器的最高速度；两种模式相结合的推进方式提高了有效载荷比，但能源利用效率比烧蚀模式要低。为轻型飞行器激光推进的优化提供了参考。     

不可逆太阳能Stirling热机性能优化及参数分析

建立不可逆太阳能Stirling热机循环系统,研究太阳能集热器辐射对流热损、有限速率热传导,回热器的回热损失及其它不可逆因素对系统性能的影响.基于热力学分析方法和最优控制理论,导出系统总效率和集热器工作温度所满足的优化方程,确定和评估相关性能界限和优化设计参数值,并详细讨论包括与传热系数有关的综合因子、回热损失因子以及...     

DMD和POD对超燃冲压发动机凹腔流动的稳定性分析

开式凹腔作为超燃冲压发动机中增加掺混和稳焰的装置, 其流动稳定性的研究对深入理解凹腔增加掺混和稳焰机理以及凹腔的设计有着重要的学术意义和工程应用价值.基于大涡模拟方法对超燃冲压发动机开式凹腔流动进行数值模拟, 分别采用动力学模态分解(dynamic mode decomposition, DMD)和本征正交分解方法(proper orthogonal decomposition, POD)对自激振荡流动进行稳定性分析. DMD方法可准确提取凹腔的振荡频率, 与Rossiter模型以及压力脉动FFT分析得到的频率吻合较好, 且DMD中对应Rossiter前3阶频率的模态在流动中的主导作用顺序也与FFT分析结果一致, 自激振荡中RossiterⅢ模态占据主导作用, 同时DMD方法对Rossiter 3阶以上模态频率的预测能力明显强于FFT分析方法.在对低频的提取方面, DMD方法比Rossiter模型更具有优势.与前6阶Rossiter模态对应DMD模态均缓慢收敛, 主要表现为剪切层中的分离涡结构和中部及下游区域中的涡结构.前3阶不稳定模态中的分离涡结构主要集中在中部剪切层以及后缘附近区域. POD方法中较少的模态包含流场绝大部分的能量.但是, 通过POD方法提取的模态频率在分辨率上效果不佳, 提取到最低频率为Rossiter 3阶模态对应的频率, 且模态中均存在次频, 次频与主频之间的耦合导致模态的形态相差较大.另外, 与DMD方法相比POD方法无法判断所提取的模态的稳定性.      

大气环境对内燃机热电联供系统性能的影响

根据国家标准GB1105.1-87<内燃机台架性能试验方法标准环境状况及功率、燃油消耗率和机油消耗率的规定>中的等过量空气法,结合内燃机典型变工况解析式及单压过热蒸汽余热锅炉变工况解析解,研究大气条件变化时,系统变工况性能.结果表明,大气压力po减小,内燃机相对输出功率Pe减小,相对燃油消耗率be增加,系统总能利用率Z...     

民航大涵道比涡扇发动机总体性能参数敏感性分析

由于人为误操作和数据库系统异步因素,电力系统监控数据存在错误风险,需要对监控数据进行多点校核来保障其一致性和正确性,可靠的监控数据保证电力系统的安全运转。然而多点校核业务流复杂且对数据精度要求高,目前的人工校核方法不仅成本高,且精度和效率低,不能保证整个监控数据的实时校核工作。为自动化监控数据多点校核过程,需要对整个业务流建模,针对该问题,提出一种基于Petri网的监控数据多点校核动态建模方法。首先将监控系统的校核业务背景形式化Petri网中的具有不同约束的节点;然后使用工作流Petri方法对校核的业务流程进行形式化定义、并将该业务流程用Petri网建模成为网状模型;最后,针对该模型提出一种化简技术对其进行化简,并证实该化简方法的有效性和该模型能拟合监控数据多点校核的整个流程。