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冲压发动机燃烧室超声速来流横向喷雾轨迹预测模型及动态特性分析研究
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作者 王梓成 胡斌 +4 位作者 王中豪 王藤 石强 雒伟伟 赵庆军 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第5期132-144,共13页
为探究超声速来流下圆柱横向射流轨迹及喷雾动态特性,在宽来流马赫数(Ma=1.50,2.02,3.09)条件下开展了不同喷嘴直径与喷注压力的煤油喷雾试验,通过纹影系统捕捉射流图像并进行外边界拟合与频谱分析。建立了考虑射流前激波效应的穿透深... 为探究超声速来流下圆柱横向射流轨迹及喷雾动态特性,在宽来流马赫数(Ma=1.50,2.02,3.09)条件下开展了不同喷嘴直径与喷注压力的煤油喷雾试验,通过纹影系统捕捉射流图像并进行外边界拟合与频谱分析。建立了考虑射流前激波效应的穿透深度预测模型,最大与平均相对误差较先前的预测模型分别下降约36%和19.1%。通过快速傅里叶变换分析,发现喷雾所受扰动以低频波为主,同时伴有时间特征较为复杂的波动。本征正交分解分析结果证明,喷雾表面同时存在高低频扰动,但低频波占据主导地位,高频波能量较低可被忽略,对应了快速傅里叶变换分析结果;低频波频率与来流有效韦伯数有关,有效韦伯数增大会使波长减小,当喷雾前端的来流速度差别较小时,频率就会增大。 展开更多
关键词 冲压发动机 燃烧室 燃料喷注 声速来流 射流轨迹预测 喷雾动态特性 本征正交分解
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基于能量法的超声速飞航导弹/冲压发动机一体化研究 被引量:6
2
作者 陈玉春 崔高锋 +1 位作者 杨云铠 黄兴 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第2期119-122,130,共5页
参考飞机/发动机一体化设计的思路,建立了基于能量法的超声速飞航导弹/冲压发动机一体化设计的约束分析和任务分析模型。简述了超声速飞航导弹任务剖面、约束条件的给定、导弹的质量组成以及冲压发动机安装模型。利用高超声速飞行器的... 参考飞机/发动机一体化设计的思路,建立了基于能量法的超声速飞航导弹/冲压发动机一体化设计的约束分析和任务分析模型。简述了超声速飞航导弹任务剖面、约束条件的给定、导弹的质量组成以及冲压发动机安装模型。利用高超声速飞行器的升阻特性,对超声速飞航导弹的升阻特性进行了预测。分析了冲压发动机性能、导弹升阻比对导弹发射总重的影响。约束分析和任务分析的计算结果表明,所建立的一体化约束分析与任务分析模型是合理可行的。 展开更多
关键词 声速飞航导弹 冲压发动机 一体化研究 约束分析 任务分析
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超声速冲压发动机隔离段内流场分析 被引量:1
3
作者 冯锦虎 高峰 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2009年第6期145-148,共4页
隔离段入口来流马赫数影响着激波串的位置、结构和隔离段的性能。采用数值方法对不同来流马赫数情况下的二维隔离段内流场特征进行数值模拟,分析了隔离段的上游后"推"模式和马赫数对隔离段激波串的影响。结果表明:马赫数对隔... 隔离段入口来流马赫数影响着激波串的位置、结构和隔离段的性能。采用数值方法对不同来流马赫数情况下的二维隔离段内流场特征进行数值模拟,分析了隔离段的上游后"推"模式和马赫数对隔离段激波串的影响。结果表明:马赫数对隔离段内激波串有后"推"模式,并根据激波串位置不同,提出了"最小工作马赫数"的概念和配合燃烧室工作模态的界定方法。 展开更多
关键词 声速冲压发动机 隔离段 激波串 非对称来流 最小工作马赫数
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超声速进气道与火箭冲压发动机性能匹配研究 被引量:1
4
作者 吴虎 张亮 阮建刚 《科学技术与工程》 2008年第12期3238-3242,共5页
综合给出了二维超声速进气道内特性,并将其与整体固体火箭冲压发动机性能匹配计算相结合,建立了整体固体火箭冲压发动机特性计算一维模型与方法。选择进气道不同状态作为设计点,根据飞行速度/高度计算出了发动机非设计点性能和相应的进... 综合给出了二维超声速进气道内特性,并将其与整体固体火箭冲压发动机性能匹配计算相结合,建立了整体固体火箭冲压发动机特性计算一维模型与方法。选择进气道不同状态作为设计点,根据飞行速度/高度计算出了发动机非设计点性能和相应的进气道与发动机在非设计状态下的匹配点轨迹及性能。结果表明,超声速进气道设计点选取至关重要,它不仅影响整体固体冲压发动机性能,而且严重影响超声速进气道稳定工作范围。 展开更多
关键词 火箭发动机 固体燃料冲压 声速进气道 稳定性 性能
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超声速进气道及冲压发动机动态特性分析 被引量:6
5
作者 刘华 雍雪君 +1 位作者 梁俊龙 吴宝元 《火箭推进》 CAS 2012年第3期17-22,共6页
基于小偏差线性化思想,利用超声速进气道动力学模型计算得到,进气道激波位置和波后压力的响应幅值随频率增大整体趋于减小,但在各阶纵向谐振频率上存在谐振峰。并进一步考虑了燃烧室加质燃烧,分析了冲压发动机气路动态特性,推导出适用... 基于小偏差线性化思想,利用超声速进气道动力学模型计算得到,进气道激波位置和波后压力的响应幅值随频率增大整体趋于减小,但在各阶纵向谐振频率上存在谐振峰。并进一步考虑了燃烧室加质燃烧,分析了冲压发动机气路动态特性,推导出适用于冲压发动机的集中燃烧模型,研究表明在燃油喷注流量的扰动下,冲压发动机幅频响应谐振峰显著。 展开更多
关键词 声速进气道 冲压发动机 动态特性 燃烧模型 燃油扰动
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冲压发动机超声速进气道研究进展 被引量:5
6
作者 侯早 王福民 旷武岳 《火箭推进》 CAS 2008年第5期31-34,58,共5页
超声速进气道是冲压发动机的关键部件之一。简要介绍了冲压发动机常用的典型进气道。重点叙述了进气道的最新研究成果,主要包括等溢流角弯曲前缘侧壁压缩进气道设计概念、支板引射压缩进气道、双模态超燃冲压发动机变几何进气道、全外... 超声速进气道是冲压发动机的关键部件之一。简要介绍了冲压发动机常用的典型进气道。重点叙述了进气道的最新研究成果,主要包括等溢流角弯曲前缘侧壁压缩进气道设计概念、支板引射压缩进气道、双模态超燃冲压发动机变几何进气道、全外压缩式超声速"参数进气道"、固定型面方转椭圆形超声速进气道(REST)等的设计概念与方案。最后概括了先进进气道的发展趋势。 展开更多
关键词 冲压发动机 声速进气道 概念创新
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高马赫数超燃冲压发动机技术研究进展 被引量:30
7
作者 岳连捷 张旭 +8 位作者 张启帆 陈科挺 李进平 陈昊 姚卫 仲峰泉 李飞 王春 陈宏 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第2期263-288,共26页
吸气式高超声速飞行在空间运输和国家空天安全领域具有极高价值,超燃冲压发动机是其核心动力装置.目前飞行马赫数4.0~7.0超燃冲压发动机技术日趋成熟,发展更高速的飞行动力技术成为今后临近空间竞争焦点之一.本文对飞行马赫数8.0~10.0... 吸气式高超声速飞行在空间运输和国家空天安全领域具有极高价值,超燃冲压发动机是其核心动力装置.目前飞行马赫数4.0~7.0超燃冲压发动机技术日趋成熟,发展更高速的飞行动力技术成为今后临近空间竞争焦点之一.本文对飞行马赫数8.0~10.0的高马赫数超燃冲压发动机技术进行了分析和综述.首先论述其亟待解决的关键问题和技术,分别包括高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混与燃烧强化技术、高超声速燃烧与进气压缩的匹配及工作模态、高焓低雷诺数边界层流动及其控制方法、高焓低密度流动/燃烧的热防护技术,以及高马赫数发动机的地面试验风洞技术.然后,进一步介绍了国内外高焓激波风洞与驱动技术以及国内外典型的地面和飞行试验进展.进而针对推进和热防护的总体性能评估、高马赫数发动机内凸显的高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混和燃烧强化技术综述了相关研究进展及结论,讨论了高马赫数超燃冲压发动机的可行性以及各关键技术的特点.最后进行了总结并对后续研究提出了几点建议. 展开更多
关键词 高马赫数 冲压发动机 热化学非平衡 声速燃烧 低雷诺数流动 激波风洞 飞行试验
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超燃冲压发动机燃烧室设计计算方法的研究 被引量:6
8
作者 王元光 徐旭 蔡国飙 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第1期69-73,共5页
为寻找一种适当的计算超燃冲压发动机燃烧室性能的方法并评估现有模型的优劣 ,提出一维化学动力学模型 ,且通过几个算例验证了该模型的可靠性 .为研究设计过程中的性能计算方法的适用性 ,针对一具体的燃烧室 ,采用目前通用的性能计算方... 为寻找一种适当的计算超燃冲压发动机燃烧室性能的方法并评估现有模型的优劣 ,提出一维化学动力学模型 ,且通过几个算例验证了该模型的可靠性 .为研究设计过程中的性能计算方法的适用性 ,针对一具体的燃烧室 ,采用目前通用的性能计算方法 ,即冲量分析法、一维化学动力学及二维化学动力学方法 ,计算得到燃烧室内各气动参数的分布曲线 ,并得到上述方法在超燃冲压发动机燃烧室设计过程中性能计算适用性的初步结论 .计算结果表明 :一维化学动力学方法与冲量分析法都能够考虑到摩擦、通道面积变化以及燃烧释热的影响因素 ,具有较好的适应性 .对于冲量分析法 ,在考虑燃烧时 ,还需设定放热规律 ;而一维化学动力学方法则可以利用化学反应模型 ,会自动计算释热规律 ,具有更大的独立性 .和前两种模型相对比 ,二维化学动力学方法可以更细致地捕捉到流场中的一些细节 ,但此种模型需要较长的运算时间 .对比这几个模型 ,各具有不同特点 ,在超燃冲压发动机的设计与性能计算过程中 ,需综合考虑上述区别 。 展开更多
关键词 冲压喷气发动机 燃烧室 性能分析 声速燃烧
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超燃冲压模型发动机实验设备与实验技术 被引量:15
9
作者 张新宇 陈立红 +1 位作者 顾洪斌 俞刚 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2003年第4期491-498,共8页
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... 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4.5 kg/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. 展开更多
关键词 冲压发动机 声速飞行器 中国 航空航天 气体动力学 马赫数 声速喷管 烧氢补氧加热器 控制系统
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超燃冲压发动机燃烧模态转换试验研究 被引量:8
10
作者 潘余 李大鹏 +1 位作者 刘卫东 王振国 《爆炸与冲击》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第4期293-297,共5页
在模拟飞行高度为25 km、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。... 在模拟飞行高度为25 km、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。 展开更多
关键词 爆炸力学 双模态冲压发动机 模态转换 声速燃烧 热壅塞
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超燃冲压发动机燃烧效率测量方法简介 被引量:15
11
作者 潘余 王振国 刘卫东 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第2期68-73,共6页
在进行超燃冲压发动机燃烧室性能评估时,燃烧效率是一个非常重要的指标。然而由于燃烧室内高温、高速等复杂条件的影响,很难对燃烧效率进行直接的确定。对常见的气体采样法、红外线法、体积热量法、推力测量法和冲量函数法等基于试验测... 在进行超燃冲压发动机燃烧室性能评估时,燃烧效率是一个非常重要的指标。然而由于燃烧室内高温、高速等复杂条件的影响,很难对燃烧效率进行直接的确定。对常见的气体采样法、红外线法、体积热量法、推力测量法和冲量函数法等基于试验测量的超燃冲压发动机燃烧效率确定方法进行了详细介绍,并对各自的特点进行了对比分析,供进行燃烧效率测量试验参考。 展开更多
关键词 燃烧效率 冲压发动机 声速燃烧 试验数据分析 燃烧室性能
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MHD能量旁路超燃冲压发动机可行性分析 被引量:9
12
作者 郑小梅 徐大军 蔡国飙 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第3期272-275,295,共5页
使用准一维模型对磁流体能量旁路超燃冲压发动机MPCE(Magneto-Plasma-Chem ical Engine)进行了性能计算.考察了理想和非理想的超燃冲压发动机应用磁流体MHD(magnetohydrodynam ics)能量旁路的效果,对于理想的超燃冲压发动机应用MHD反而... 使用准一维模型对磁流体能量旁路超燃冲压发动机MPCE(Magneto-Plasma-Chem ical Engine)进行了性能计算.考察了理想和非理想的超燃冲压发动机应用磁流体MHD(magnetohydrodynam ics)能量旁路的效果,对于理想的超燃冲压发动机应用MHD反而会使发动机的性能降低;对于非理想的超燃冲压发动机,MHD的作用使发动机的比冲增加.考虑发动机工作的工程限制条件对超燃冲压发动机和MPCE的性能进行了比较,结果表明应用MHD可以扩大超燃冲压发动机的工作范围,在非设计马赫数下提高发动机的性能.计算了负载系数、通道压力系数等重要的设计参数对MPCE性能的影响,结果显示优化参数设置可以使发动机比冲增加,但是同时又会受到工程条件的限制. 展开更多
关键词 磁流体动力学 磁流体能量旁路冲压发动机 声速飞行器 冲压发动机
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双模态超燃冲压发动机研究进展 被引量:25
13
作者 乐嘉陵 胡欲立 刘陵 《流体力学实验与测量》 EI CSCD 2000年第1期1-12,共12页
通过对各种发动机性能的对比分析 ,认为双模态超燃冲压发动机非常适合作为高超声速飞行器的动力推进装置。
关键词 声速飞行器 双模态冲压发动机 实验 数值模拟
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超燃冲压发动机凹腔火焰稳定器阻力分析 被引量:3
14
作者 潘余 丁猛 +2 位作者 梁剑寒 刘卫东 王振国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第5期518-522,共5页
为了研究凹腔火焰稳定器在超燃冲压发动机燃烧室内的阻力情况,采用了试验和数值仿真的方法,结合已有的研究结果、纹影图像和阻力测量等进行了分析。结果表明:在冷流中凹腔阻力受自由剪切层与后壁作用情况决定,来流总压高,作用面积大,凹... 为了研究凹腔火焰稳定器在超燃冲压发动机燃烧室内的阻力情况,采用了试验和数值仿真的方法,结合已有的研究结果、纹影图像和阻力测量等进行了分析。结果表明:在冷流中凹腔阻力受自由剪切层与后壁作用情况决定,来流总压高,作用面积大,凹腔阻力大;在反应流中,凹腔阻力小于冷流阻力,在高当量比条件下凹腔可能产生正推力;凹腔附近最强燃烧放热区对凹腔阻力影响较大,当最强放热区分布在凹腔前壁附近时凹腔可能产生推力;当最强燃烧放热区分布在凹腔后壁时,凹腔可能产生阻力。 展开更多
关键词 声速燃烧冲压发动机 凹腔火焰稳定器 凹腔阻力 纹影
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中国超燃冲压发动机研究回顾 被引量:43
15
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 冲压发动机 声速进气道 声速燃烧 冲压发动机试验
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一种研究双燃式(超燃)冲压发动机进气道和燃烧室冷态内流场的实验方法 被引量:5
16
作者 张树道 韩肇元 司徒明 《流体力学实验与测量》 CSCD 1998年第2期51-54,63,共5页
采用一种研究双燃式(超燃)冲压发动机进气道和燃烧室冷态内流场的实验方法:将进气道内流场的起始截面直接与型面喷管的出口截面相连,即将进气道和燃烧室的实验模型当作风洞的试验段,观察流场和波系的变化,并采用该方法进行了实验... 采用一种研究双燃式(超燃)冲压发动机进气道和燃烧室冷态内流场的实验方法:将进气道内流场的起始截面直接与型面喷管的出口截面相连,即将进气道和燃烧室的实验模型当作风洞的试验段,观察流场和波系的变化,并采用该方法进行了实验研究。内流场的压力测量和光学流场显示结果表明,在文中所示实验状态下风洞能启动,超燃冲压发动机模型处于双燃式所要求的冷态工作状态,即燃烧室外涵道为超声速流动,燃烧室内涵道(亚燃室)为亚声速流动。 展开更多
关键词 声速燃烧 冲压发动机 双燃式 内流场 进气道
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双燃式(超燃)冲压发动机中激波与边界层之间相互作用对内部流动的影响 被引量:3
17
作者 张树道 韩肇元 +1 位作者 徐胜利 司徒明 《流体力学实验与测量》 CSCD 1999年第2期16-21,共6页
在激波风洞中研究了激波与边界层之间相互作用对双燃式(超燃)冲压发动机进气道和燃烧室冷态内部流场的影响,实验发现在进气道中,激波与边界层之间的相互作用产生了两侧均为超声速流的滑移面。实验结果表明内涵道(亚燃室)中流动状... 在激波风洞中研究了激波与边界层之间相互作用对双燃式(超燃)冲压发动机进气道和燃烧室冷态内部流场的影响,实验发现在进气道中,激波与边界层之间的相互作用产生了两侧均为超声速流的滑移面。实验结果表明内涵道(亚燃室)中流动状态的变化与激波-边界层之间相互作用密切相关。 展开更多
关键词 激波 边界层 声速燃烧 冲压发动机 内流场
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超燃冲压发动机壁板振动对燃烧室性能的影响 被引量:2
18
作者 叶坤 叶正寅 屈展 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期386-398,共13页
为了研究超燃冲压发动机壁板振动对燃烧室性能的影响,以改进后的JNAL模型为研究对象,分别对上游壁板和下游壁板施加强迫振动,研究振动幅值、频率、波长对燃烧效率和总压损失系数的影响。对于本文的计算模型,结果表明:(1)壁板振动对燃烧... 为了研究超燃冲压发动机壁板振动对燃烧室性能的影响,以改进后的JNAL模型为研究对象,分别对上游壁板和下游壁板施加强迫振动,研究振动幅值、频率、波长对燃烧效率和总压损失系数的影响。对于本文的计算模型,结果表明:(1)壁板振动对燃烧室性能产生明显的影响,提高燃烧效率的同时也提高了总压损失系数;(2)对于上游和下游壁板振动而言,振幅和波长对燃烧性能的影响规律基本相同,燃烧效率和总压损失系数随振幅的增加而增加,最大增加幅度分别达到了40.52%和55.74%,随波长的减小而增加,且波长较小时,燃烧室性能变化较敏感;(3)对于上游壁板振动而言,随频率的增加,燃烧效率和总压损失系数先略有下降,后单调增加,但是,对下游壁板振动而言,随频率的增加,燃烧效率和总压损失系数先增加后减小,且当振动频率与下游流场压力脉动的主频率接近时,壁板振动对燃烧室性能的影响达到最大,燃烧效率和总压损失系数增加的幅度分别达到了75.42%和65.68%。 展开更多
关键词 冲压发动机 声速燃烧 壁板振动 燃烧效率 总压损失系数
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基于气动斜坡的超燃冲压发动机双燃烧室方案研究 被引量:3
19
作者 宋冈霖 陈华强 +1 位作者 韦宝禧 徐旭 《航空发动机》 2017年第2期41-47,共7页
为提高超燃冲压发动机工作稳定性,提出了基于气动斜坡的超声速燃烧冲压发动机双燃烧室方案,该方案属于高超声速飞行器动力装置新方案。超燃主燃烧室采用基于气动斜坡的燃料喷注方式,并以小型燃气发生器作为亚燃燃烧室布置于气动斜坡喷... 为提高超燃冲压发动机工作稳定性,提出了基于气动斜坡的超声速燃烧冲压发动机双燃烧室方案,该方案属于高超声速飞行器动力装置新方案。超燃主燃烧室采用基于气动斜坡的燃料喷注方式,并以小型燃气发生器作为亚燃燃烧室布置于气动斜坡喷嘴下游。超声速来流空气经进气道分流,96%左右进入超燃主燃烧室,4%左右经燃料电池驱动的离心式压气机增压后进入亚燃燃烧室。亚燃燃烧室在富油工况下工作,其出口布置在超燃主燃烧室气动斜坡喷注模块的下游(距气动斜坡第1排喷孔10倍喷孔直径处),此模块在主燃烧室中高效、低损失地形成流向涡。亚燃燃烧室喷流位于流向涡之后,起到点火、增强掺混和稳定火焰的作用。在直连式试验台上进行了该方案燃烧室部分的燃烧试验,结果表明:该方案成功实现了碳氢燃料大当量比范围内的稳定燃烧,以燃料比冲为评判标准,初步证明了该方案的可行性。 展开更多
关键词 声速燃烧 双燃烧室冲压发动机 气动斜坡喷注器 亚燃燃烧室 燃料比冲
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单模块超燃冲压发动机一体化流场数值计算 被引量:2
20
作者 徐旭 蔡国飙 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第1期114-118,共5页
采用数值计算方法求解了单模块超燃冲压发动机内外流一体化流场 ,得到了流场详细结构和单模块发动机的性能参数 ,并对不同工况下的发动机性能进行了对比研究 ,探讨了发动机在有、无进气道侧压情况下的性能差异 ,分析了其中的原因。计算... 采用数值计算方法求解了单模块超燃冲压发动机内外流一体化流场 ,得到了流场详细结构和单模块发动机的性能参数 ,并对不同工况下的发动机性能进行了对比研究 ,探讨了发动机在有、无进气道侧压情况下的性能差异 ,分析了其中的原因。计算结果表明 ,研究工作中所发展的数值计算软件可以用于超燃冲压发动机的一体化流场计算 ,正确给出发动机的各项性能。计算结果还显示了发动机设计模型中存在的不足。 展开更多
关键词 冲压发动机 声速燃烧 一体化流场计算 一体化设计 单模块
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