题名 超燃冲压发动机燃烧室主动冷却设计研究
被引量：9
1
作者
杨样 张磊 张若凌 蒋劲 赵国柱
机构
中国空气动力研究与发展中心高超中心 西南交通大学机械工程学院
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2014年第2期208-212,共5页
文摘
超燃冲压发动机燃烧室主动冷却模型制造和热考核试验的费用高昂、周期长,为了降低试验风险,采用三维计算和经济的验证试验相结合的方法开展了超燃冲压发动机燃烧室主动冷却设计。冷却结构基本参数设计和侧壁冷却流动设计是确定设计方案的两大基础,前者采用三维传热计算结合冷却面板传热验证试验完成,后者采用超临界燃料流动三维并行计算结合水流动验证试验完成。在此基础上,经过多轮的结构设计与三维传热及强度计算评估迭代,确定了最终的燃烧室主动冷却结构。设计的主动冷却燃烧室在来流马赫数2.5,总温1700K条件下成功通过200s热考核试验,表明所采用的设计方法、验证试验和计算工具是有效和可信的。
关键词
超燃冲压发动机 燃烧室 主动冷却 传热 设计
Keywords
Scramjet Combustor Active cooling Heat transfer Design
分类号
V235.21
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
题名 M3条件下乙烯燃料超燃冲压发动机空气节流点火试验
被引量：6
2
作者
邓维鑫 乐嘉陵 杨顺华 田野 张弯洲 许明恒
机构
西南交通大学机械工程学院 中国空气动力研究与发展中心高超中心
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2013年第9期1240-1247,共8页
基金
国家自然科学青年科学基金(10902109)
文摘
在隔离段入口Ma=3（模拟飞行马赫数6．5）条件下，采用乙烯燃料的超燃冲压发动机点火十分困难。为解决该难题，采用了空气节流作为辅助点火措施。基于脉冲燃烧风洞直连式试验平台进行了空气节流点火试验，通过壁面压力测量，获得了节流点火的火焰发展历程。以点火时间为指标，对节流流量、乙烯当量比、节流时间等参数进行了定量分析，节流流量的调节范围为0％～45％，乙烯当量比调节范围为0．6～1．2，节流时间调节范围为190～350ms。分析了三个节流参数各自的作用机理，通过数据拟合，绘制了节流流量与点火时间、乙烯当量比与点火时间的关系曲线，揭示了节流时间与点火时间的关系。
关键词
超燃冲压发动机 空气节流 点火 节流流量 节流时间 定量分析
Keywords
Scramjet Air-throttling Ignition Throttling mass flux Throttling duration Quantitativeanalysis
分类号
V235.21
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
题名 新型液氧/空气/异丁烷燃烧加热器研制及流场校测
被引量：7
3
作者
杨样 晏至辉 蒲旭阳 曾令国 马宏祥
机构
中国空气动力研究与发展中心 超高速所中国空气动力研究与发展中心高超中心
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2017年第12期2830-2835,共6页
文摘
为了发展高流场品质、安全可靠运行的高超声速高温风洞技术,研制了一种新型的液氧/空气/异丁烷燃烧加热器。该加热器采用"气液燃烧"模式组织燃烧,考虑了均匀流场设计,并利用空气-异丁烷火炬点火器实现点火。50kg/s量级燃烧加热器点火调试表明,主气流能实现快速点火,在火炬关闭后,继续维持稳定燃烧。利用Φ1m喷管,针对马赫数6,总压6.0MPa及5.2MPa开展流场校测,结果表明燃烧加热器在喷管出口直径80%的中心区域提供均匀气流,在流场均匀区内,马赫数均方根偏差在0.05以内,总温均方根偏差在20K以内,能支撑高超声速气动及推进试验。
关键词
异丁烷 高温风洞 燃烧加热器 流场 校测
Keywords
Isobutane High-temperature tunnel Combustion heater Flow field Calibration
分类号
V416.8
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
题名 敞口式离心喷嘴液膜动态填充及打开过程研究
被引量：5
4
作者
陈晨 杨样 高宏力 杨顺华 晏至辉
机构
西南交通大学机械工程学院 中国空气动力研究与发展中心高超中心
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2017年第6期1352-1358,共7页
文摘
为了揭示敞口式离心喷嘴液膜填充及打开过程,采用两相界面追踪方法 VOF(volume of fluid)模拟了喷嘴内部及近喷口区域流动过程,计算得到的喷雾角和试验结果偏差不超过2%。计算结果表明:喷嘴内部填充过程中,自切向孔下游至喷嘴出口液膜厚度缓慢增加,在喷嘴出口处液膜厚度大幅度降低,呈非线性发展;相应地,切向孔截面空心涡经历了正方形-花瓣形-圆形的演化历程;喷口边缘处表面张力占主导,此时液膜较厚,因此液膜刚流出喷嘴时并没有立刻打开,而后变薄、失稳、脱落、破碎并部分聚合,随着时间推移,喷嘴出口液膜形态依次经历了铅笔形、洋葱形、郁金香形和完全发展形四种形态,与稳态下喷注压降改变时喷雾形态变化相一致。
关键词
离心喷嘴 液膜厚度 空心涡 数值模拟
Keywords
Swirl injector Liquid film thickness Air core Numerical simulation
分类号
TK16
[动力工程及工程热物理—热能工程]
题名 直流喷射首次破碎的形变过程研究
被引量：4
5
作者
刘日超 乐嘉陵 杨顺华 郑忠华 宋文艳 黄渊
机构
西北工业大学动力 与能源学院 中国空气动力研究与发展中心高超中心
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016年第7期1334-1340,共7页
文摘
为深入了解直流喷射过程中射流柱的细部结构以及其脱落过程,利用LES结合VOF的方法,对静止大气中垂直射流现象进行模拟。模拟得到的液相喷雾结构和试验结果能够很好地吻合。通过计算观察得到射流柱进入到大气中后由于Rayleigh-Taylor(RT)不稳定性迅速形成伞状的头部,头部的边缘在不断变薄失稳的过程中脱落形成液带,液带脱落产生的液滴具有等距性,间距为0.106mm,并在伞状边缘的下方形成一个气涡,气涡与上游的射流柱相互作用,促进射流柱表面的脱落。射流柱表面由于Kelvin-Helmholtz(K-H)表面波的作用呈现鱼鳞状的结构,并导致射流柱整体断裂、破碎,其表面波波长由初始的0.26mm迅速增长到0.78mm。
关键词
RT不稳定性 射流柱 首次破碎 VOF 雾化
Keywords
Rayleigh-Taylor（RT） instability Spray column Primary breakup Volume of fluid Atomization
分类号
V231.2
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
题名 敞口式离心喷嘴内部流动特性的试验及模拟
被引量：2
6
作者
陈晨 苏铁 杨样 高宏力 杨顺华
机构
西南交通大学机械工程学院 中国空气动力研究与发展中心高超中心
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2017年第7期1507-1513,共7页
文摘
为了研究敞口式离心喷嘴内部流动特性,包括填充过程及结构参数和工作参数对流量系数及液膜厚度的影响,对7个不同切向孔直径及长径比的喷嘴展开了试验和数值模拟。采用高速背光对透明敞口式离心喷嘴进行光学测量,喷注压降从0.1~0.8MPa,结合数值模拟研究了旋流室内液膜的填充过程,捕获了空心涡形成及发展过程,得到了敞口式离心喷嘴液膜厚度和流量系数随结构参数及工作参数的变化规律。研究发现几何特性参数越高,液膜厚度、流量系数和质量流量越低;低压降时流量系数随喷注压降升高而略微增加,当喷注压降达到临界值0.4MPa后,流量系数和液膜厚度几乎不变,最大波动分别为1.1%和6%。综合考虑工作参数及结构参数,拟合流量系数及质量流量经验公式,最大偏差皆不超过10%。
关键词
离心喷嘴 流量系数 液膜厚度 空心涡 结构参数
Keywords
Swirl injector Discharge coefficient Film thickness Air core Geometrical parameters
分类号
V434
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
题名 基于结合部优化的脉冲燃烧风洞测力系统动态特性优化
被引量：2
7
作者
李世超 高宏力 刘伟雄 张小庆 刘勃锴
机构
西南交通大学机械工程学院 中国空气动力研究与发展中心高超中心
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018年第1期176-184,共9页
基金
高超声速冲压发动机技术重点实验室基金(STS/MY-ZY-2015-007) 国家自然科学基金(51275426)
文摘
对脉冲燃烧风洞测力系统动态特性进行优化有助于改善风洞测力实验数据的准确性。提出了一种基于结合部动态特性优化来改善测力系统整机动态特性的方法。首先在Ansys中准确建立了风洞测力系统整机有限元模型,其中采用弹簧-阻尼模型来模拟结合部的接触特性,通过Yoshimura法计算出弹簧-阻尼单元的刚度系数和阻尼系数。其次,进行模态分析,并计算各阶模态下的测力系统应变能密度分布,基于应变能密度分布分析发现结合部为测力系统刚度最为薄弱的地方。最后,以结合部接触面压为优化变量对测力系统进行动态特性优化,对比了优化前后测力系统的前五阶固有频率和天平应变片粘贴处的频响函数,发现优化后的整机固有频率较优化前有明显的提高,最高提高了16.7%,所有应变片粘贴处的频响函数幅值较优化前有明显的降低,测力系统的动态特性有了较明显的改善,验证了该优化方法的可行性。
关键词
脉冲燃烧风洞 测力系统 结合部 应变能密度 动态特性优化
Keywords
Impulse combustion wind tunnel Force measuring system Joint part Strain energy density Dynamic property optimization
分类号
TJ76
[兵器科学与技术—武器系统与运用工程]
V21
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
题名 一体化飞行器面向控制的建模与弹道规划
被引量：3
8
作者
黄俊 刘知贵 刘志勤 王庆凤 张勇
机构
中国 工程物理研究 院电子工程研究 所西南科技大学计算机科学与技术学院 西南科技大学信息工程学院 中国空气动力研究与发展中心高超中心
出处
《弹箭与制导学报》
北大核心
2020年第1期77-82,共6页
基金
四川省军民融合研究院开放基金(2017SCII0219,2017SCII0220)资助。
文摘
针对一体化飞行器在控制特性研究中面临的数据不足与多因素耦合问题,借鉴X-51A、PRORA-USV1的研制过程,提出一种增量方法,以较小代价获得足够的气动数据集,并建立面向控制的气动力模型。通过静稳定性分析,获得了与X-51A官方报告一致的结论(即,飞行器静不稳定),表明建立的气动力模型具备了该类飞行器气动特性。提出一种改进伪谱法计算出优化的最大航程滑翔弹道,仿真结果表明所建立的气动力模型完备、弹道规划方法有效。
关键词
一体化飞行器控制 面向控制建模 静稳定性分析 弹道规划
Keywords
control of integrated vehicle control-oriented modeling static stability analysis trajectory programming
分类号
TJ765
[兵器科学与技术—武器系统与运用工程]
TP13
[自动化与计算机技术—控制理论与控制工程]
