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吸气预冷发动机预冷换热芯体仿生结构设计发展趋势与展望
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作者 王晓放 董永林 +2 位作者 蒋顺林 张志刚 鲁业明 《航空工程进展》 CSCD 2024年第4期27-38,共12页
现有超高声速飞行器预冷组合循环发动机空气预冷器内部一般由多组微细管束组成,工作过程中存在流致振动大、加工要求高等问题,因此,有必要对预冷器换热芯体进行改型设计,并对其开展进一步的流动换热研究。本文首先分析了基于仿生分形的... 现有超高声速飞行器预冷组合循环发动机空气预冷器内部一般由多组微细管束组成,工作过程中存在流致振动大、加工要求高等问题,因此,有必要对预冷器换热芯体进行改型设计,并对其开展进一步的流动换热研究。本文首先分析了基于仿生分形的预冷器换热芯体改型需求;然后梳理了仿蜂巢分形、树状分形与生物表面混合结构在新型预冷芯体强化换热上的应用,以及仿生物体凹凸表面结构、疏水结构在降低预冷芯体内通道表面流阻、抑制结霜上的应用,给出了3种可适用于空天领域的“筒状”仿生预冷换热芯体设计案例;最后总结并展望了仿生微通道换热结构与预冷器换热芯体设计结合的发展前景。 展开更多
关键词 预冷器 换热结构 仿生分形 强化传热 流动减阻
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双排凹腔燃烧室释热区转移过程中的特性研究
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作者 吴振杰 张启帆 +2 位作者 罗苇航 高占彪 岳连捷 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期133-143,共11页
为探究多凹腔燃烧室前后排凹腔释热区转移过程中的演化特性,利用直连台在Ma=3.0条件下进行总当量比(φT)不变,前排凹腔当量比(φ1)增加,后排凹腔当量比(φ2)降低的试验。φ1较低时,前排凹腔为凹腔剪切层稳焰,后排凹腔为射流尾迹稳焰。当... 为探究多凹腔燃烧室前后排凹腔释热区转移过程中的演化特性,利用直连台在Ma=3.0条件下进行总当量比(φT)不变,前排凹腔当量比(φ1)增加,后排凹腔当量比(φ2)降低的试验。φ1较低时,前排凹腔为凹腔剪切层稳焰,后排凹腔为射流尾迹稳焰。当φ1增加到一定值,前排凹腔火焰由凹腔剪切层稳焰转换为射流尾迹稳焰,致使沿程压力出现突变。由于φ1较低,当地释热不足以维持火焰为射流尾迹稳焰,前后排凹腔燃烧耦合使得前排凹腔火焰在两种稳焰模式之间切换。φ1继续增加,前排凹腔的释热使火焰稳定在射流尾迹稳焰。之后φ1继续增加,前排凹腔火焰出现不对称的情况,这种不对称是随机的,且随着当量比的增加变得更加明显且持续时间更长。φ1继续增加使得前排凹腔出现火焰闪回现象。 展开更多
关键词 双排凹腔 燃烧室 稳焰 超声速燃烧 火焰不对称
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RBCC模态特征与热力循环分析样本全覆盖策略
3
作者 万冰 白菡尘 陈军 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期20-34,共15页
为了获得样本全覆盖的RBCC全模态热力循环分析策略,针对目前尚有争议的低速阶段,采用数值模拟方法研究了支板式RBCC构型在Ma=0~2的流场演化特性,基于对流场演化的认识,区分了火箭-冲压联合工作阶段的模态,提出了除纯火箭模态以外的RBCC... 为了获得样本全覆盖的RBCC全模态热力循环分析策略,针对目前尚有争议的低速阶段,采用数值模拟方法研究了支板式RBCC构型在Ma=0~2的流场演化特性,基于对流场演化的认识,区分了火箭-冲压联合工作阶段的模态,提出了除纯火箭模态以外的RBCC样本全覆盖的热力循环分析方法策略。研究结果表明,火箭-冲压联合工作阶段时,RBCC的工作模态包括引射模态、“火箭冲压协同”模态和“加力冲压”模态;在亚声速范围,只要正确赋值来流总温、总压,零速引射分析方法可以用于确定有速度条件的进气道入流流量和混合室出口条件;存在“扫掠激波”的超声速阶段与高亚声速阶段的流场特征相似,零速引射分析方法可用于存在“扫掠激波”的超声速阶段,输入条件取“扫掠激波”后的滞止参数;将零速引射分析方法和以燃烧区特征马赫数为表征的等效热力过程分析方法结合,可以实现RBCC除纯火箭模态以外的各模态样本全覆盖的热力循环分析。 展开更多
关键词 RBCC 低速段 模态 样本全覆盖 热力循环
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高温风洞收集口对舱压试验匹配性影响的研究
4
作者 王彪 曹知红 +2 位作者 李彦良 田宁 赵玲 《导弹与航天运载技术(中英文)》 CSCD 北大核心 2024年第2期80-85,共6页
针对高温燃气流风洞试验中舱压不稳定可能造成试验设施损害的问题,从波系与分离涡之间相互干扰的角度,开展了扩压器的收集口位置和尺寸对舱压试验匹配性影响的机理研究。使用计算流体力学方法对不同收集口位置和尺寸的工况进行了模拟,... 针对高温燃气流风洞试验中舱压不稳定可能造成试验设施损害的问题,从波系与分离涡之间相互干扰的角度,开展了扩压器的收集口位置和尺寸对舱压试验匹配性影响的机理研究。使用计算流体力学方法对不同收集口位置和尺寸的工况进行了模拟,得到了试验舱内的压力分布情况,研究了波系与分离涡之间的相互干扰对试验稳定运行的影响,为收集口的优化设计提供了参考。研究表明,合理的收集口位置和尺寸,能够增强波系与锥身后的分离涡的相互影响,避免分离涡主导收集口,增加主流的通流量,减小舱内溢流及其产生的回流涡的尺度,有利于试验的成功开展。 展开更多
关键词 高温燃气流风洞 扩压器 收集口 舱压 波涡相互干扰
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固体火箭超燃冲压发动机燃烧室构型对燃烧特性影响研究
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作者 赵李北 夏智勋 +5 位作者 马立坤 陈斌斌 冯运超 杨鹏年 李潮隆 刘延东 《空天防御》 2024年第3期54-63,共10页
为进一步提升固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能,明晰燃烧室设计参数对发动机燃烧模态及性能的影响和作用规律,利用数值模拟分析了燃烧室最小几何喉道和凹腔前缘与燃料喷注口距离对燃烧室流动与气固两相燃气燃烧特性的影响。研究表明:燃... 为进一步提升固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能,明晰燃烧室设计参数对发动机燃烧模态及性能的影响和作用规律,利用数值模拟分析了燃烧室最小几何喉道和凹腔前缘与燃料喷注口距离对燃烧室流动与气固两相燃气燃烧特性的影响。研究表明:燃烧室最小几何喉道通过影响燃烧室内的阻塞程度,进而改变燃烧室内的热力喉道位置;随着凹腔前缘与燃料喷注口距离的增大,其产生的低速区对气流的阻塞作用更强,进而延长颗粒相燃料在燃烧室中的滞留时间,提升燃烧效率;颗粒相燃料的燃烧效率是决定燃料总燃烧效率的主要因素,从而影响燃烧室性能提升和燃烧模态的改变。 展开更多
关键词 固体火箭超燃冲压发动机 燃烧室 燃烧特性 硼颗粒
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基于热力学分析的冲压发动机推力性能研究
6
作者 薛园园 赵振兴 +2 位作者 潘信予 张万东 赵运生 《技术与市场》 2024年第10期36-39,共4页
为了掌握不同参数对冲压发动机推力的影响,基于发动机热力循环分析程序对冲压发动机进行了推力特性研究,分析了进气道扩张段压比、燃烧效率、飞行高度、燃烧室进口马赫数、喷管面积比和燃烧室出口温度等发动机关键参数对发动机推力性能... 为了掌握不同参数对冲压发动机推力的影响,基于发动机热力循环分析程序对冲压发动机进行了推力特性研究,分析了进气道扩张段压比、燃烧效率、飞行高度、燃烧室进口马赫数、喷管面积比和燃烧室出口温度等发动机关键参数对发动机推力性能的影响。结果显示:发动机热力循环分析程序能快速分析冲压发动机热力学,揭示气动参数对推力的影响;高燃烧效率与低飞行高度能够提升发动机推力性能;进气道压比、喷管面积比、燃烧室出口温度及燃烧室入口马赫数对推力性能的影响复杂,须结合发动机工作的具体情况进行分析。 展开更多
关键词 气动性能 冲压发动机 推力性能
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铝粉/氢气/空气混合爆轰现象试验研究
7
作者 张晓源 卢子寅 +3 位作者 李进平 张仕忠 陆星宇 陈宏 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第11期2693-2702,共10页
混合爆轰现象既包含气相反应又包含两相反应,具有复杂性和多样性.爆轰推进技术在新领域的突破性应用与发展,依赖对爆轰现象的深刻认识.文章采用卧式爆轰管开展铝粉/氢气/空气混合爆轰试验,将μm和nm量级的球形铝粉与当量比的氢气和空气... 混合爆轰现象既包含气相反应又包含两相反应,具有复杂性和多样性.爆轰推进技术在新领域的突破性应用与发展,依赖对爆轰现象的深刻认识.文章采用卧式爆轰管开展铝粉/氢气/空气混合爆轰试验,将μm和nm量级的球形铝粉与当量比的氢气和空气通过扬尘充分混合,在长13 m和直径224 mm的管内直接起爆混合物.试验中观测到不同种类的混合爆轰波,包括双波面和单波面结构.通过对爆轰燃气中铝粉点火燃烧特性的分析,阐明了两相反应对铝粉/氢气/空气混合爆轰波结构的直接影响.粒径100 nm和1μm时,混合爆轰呈现单波面结构,对比气相爆轰爆速和压力峰值都有增加,铝粉点火释热开始于声速面之前.粒径20μm和40μm铝粉点火较慢,混合爆轰呈现出双波面结构,气相反应释热支持第一道波,而铝粉燃烧支持第二道波.粒径10μm时,测得爆轰波压力曲线是单波峰,峰值压力有大幅提高,但是爆速并没有增加.其本质是两波面距离很近的双波面结构,由于传感器空间辨识能力的不足而无法在压力曲线中区分.混合爆轰试验结果充分解释了铝粉/氢气/空气混合爆轰现象,反映了铝粉在复杂条件下的燃烧特性,并且明确了铝粉的点火燃烧特性对混合爆轰现象的影响机理. 展开更多
关键词 金属粉末 混合爆轰 两相反应 点火延迟 化学反应流
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氢燃料双模态冲压发动机火焰结构及其稳定机制的LES研究
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作者 袁梦铖 王平 +3 位作者 张洋 田野 陈爽 程康 《推进技术》 EI CSCD 北大核心 2024年第1期153-164,共12页
为深入理解双模态冲压发动机内流场结构和燃烧特性,本文采用精细的有限速率化学反应模型,对凹腔内氢气直喷式超声速燃烧室火焰进行了大涡模拟研究。发动机隔离段入口马赫数为2.0,滞止温度和压力分别为950 K和0.82 MPa。定性和定量的验... 为深入理解双模态冲压发动机内流场结构和燃烧特性,本文采用精细的有限速率化学反应模型,对凹腔内氢气直喷式超声速燃烧室火焰进行了大涡模拟研究。发动机隔离段入口马赫数为2.0,滞止温度和压力分别为950 K和0.82 MPa。定性和定量的验证分析表明,计算结果良好符合试验所反映的物理规律,再现了两种典型的工作模态及其稳焰模式。当量比为0.1时,发动机处于超燃模态,为凹腔剪切层稳焰模式;当量比为0.3时,发动机处于亚燃模态,为凹腔辅助射流尾迹稳焰模式,分离涡的大尺度脉动及凹腔回流区的缺失致使火焰剧烈振荡。同时采用改进的火焰因子和过滤函数详细分析了局部火焰特征和流动模式,观察到了不同规律的局部熄火现象,并且剧烈的流动振荡对于局部火焰结构的稳定性有着不利影响。 展开更多
关键词 双模态冲压发动机 超声速燃烧 火焰结构 火焰稳定机制 大涡模拟
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甲烷/富氧空气同轴喷嘴燃烧性能研究
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作者 田亮 罗嘉欣 +2 位作者 袁稼辀 张世毅 王恩宇 《河北工业大学学报》 CAS 2023年第5期58-67,共10页
燃烧型空气加热器是开展地面试验时模拟高空来流的重要设备,一般采用同轴喷注燃烧方式。为满足设计总温1200 K的甲烷空气加热器正常运行的要求,本文开展了单元同轴喷嘴点火/稳焰的研究,分析了氧浓度、喷嘴构型对燃烧稳定性和燃烧效率的... 燃烧型空气加热器是开展地面试验时模拟高空来流的重要设备,一般采用同轴喷注燃烧方式。为满足设计总温1200 K的甲烷空气加热器正常运行的要求,本文开展了单元同轴喷嘴点火/稳焰的研究,分析了氧浓度、喷嘴构型对燃烧稳定性和燃烧效率的影响,并结合数值模拟获得燃烧室温度分布以及流场结构,对比甲烷/富氧空气与甲烷/氧气燃烧特性的异同。研究结果表明:直口型喷嘴出口壁厚较大,产生更大的稳焰回流区,为甲烷燃烧提供持续稳定的点火源,燃烧效率最高为99.98%;氧浓度对燃烧稳定性影响较大,随着氧浓度的降低,燃烧稳定性下降,当氧浓度低于39%时,燃烧室内不能形成稳定的火焰;甲烷/富氧空气燃烧依靠喷嘴出口回流区稳定火焰,喷嘴构型不会影响火焰稳定位置。 展开更多
关键词 空气加热器 同轴喷嘴 喷嘴构型 氧浓度 燃烧效率
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吸气式旋转爆震发动机热力循环过程分析与性能计算 被引量:3
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作者 李冬 凌文辉 +3 位作者 张义宁 梁国柱 孟皓 周林 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第4期1-10,共10页
为了快捷有效地指导发动机设计,有必要建立快速准确地获取吸气式旋转爆震发动机性能参数的计算方法。以飞行条件、发动机关键几何参数以及进气道和喷管的特性参数作为输入参数,通过将隔离段内复杂运动激波简化为正激波实现旋转爆震燃烧... 为了快捷有效地指导发动机设计,有必要建立快速准确地获取吸气式旋转爆震发动机性能参数的计算方法。以飞行条件、发动机关键几何参数以及进气道和喷管的特性参数作为输入参数,通过将隔离段内复杂运动激波简化为正激波实现旋转爆震燃烧室与上游隔离段的压力匹配,应用二维特征线方法对燃烧室内复杂流动进行快速准确模拟,建立了吸气式旋转爆震发动机热力循环过程分析模型,计算得到发动机关键截面流动参数和发动机性能参数。以氢气和乙烯为燃料研究了进气道压缩温升、进气道喉道与燃烧室面积比以及余气系数对发动机性能的影响。结果表明:在一定的条件下进气道压缩温升和进气道喉道与燃烧室面积比的增加有利于发动机比冲性能的提升,但面积比的增加将导致发动机工作马赫数范围变窄,以氢气为燃料,余气系数为1,当面积比从0.3增至0.5,发动机工作马赫数范围由2.5~5收窄至3.5~5,而Ma=5状态最大比冲提升7%;在一定范围内余气系数增加有利于发动机比冲性能的提升,但将导致单位推力降低,以氢气为燃料,面积比为0.4,余气系数由1增至1.67,在Ma=3,4和5状态点,最大比冲性能分别提升25.4%,23.5%和20.3%,但最大单位推力分别降低24.7%,25.9%和27.9%;以乙烯作为燃料,发动机比冲和单位推力随进气道压缩温升的变化趋势与氢气一致,但性能偏低。研究提出的热力循环模型和计算方法实现了吸气式旋转爆震发动机性能的快速计算。 展开更多
关键词 吸气式 旋转爆震发动机 热力循环 性能模型 特征线方法
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FD-21风洞冲压发动机Ma10流场与乙烯燃烧建立过程 被引量:1
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作者 林键 卢洪波 +6 位作者 王瑞庭 金熠 吴衡毅 纪锋 陈星 杨甫江 韦宝禧 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第8期1788-1799,共12页
针对高焓激波风洞冲压发动机试验过程中流场建立与燃料点火、火焰传播、稳定之间存在强耦合以及风洞膜片烧蚀污染问题,采用壁面测压与激发态OH^(*)/CH^(*)基化学发光光谱诊断相结合的手段,探讨了长2 m、三维曲面压缩、带双侧凹腔的超燃... 针对高焓激波风洞冲压发动机试验过程中流场建立与燃料点火、火焰传播、稳定之间存在强耦合以及风洞膜片烧蚀污染问题,采用壁面测压与激发态OH^(*)/CH^(*)基化学发光光谱诊断相结合的手段,探讨了长2 m、三维曲面压缩、带双侧凹腔的超燃冲压发动机在FD-21风洞Ma10模拟条件下有无乙烯燃料喷注时的流场建立过程,阐述了风洞起动过程中的膜片烧蚀干扰情况,揭示了点火、火焰稳定过程中OH^(*),CH^(*)基时空分布与壁面压力关联特征,精细化给出了冷热态发动机壁面沿程静压分布.无燃料喷注的冷态通流条件下OH^(*),CH^(*)基时空变化图像表明风洞膜片烧蚀污染主要存在于发动机流场建立初期的1 ms内.乙烯喷注时OH^(*),CH^(*)基时空变化发光图像表明发动机流场建立初期2 ms内会产生大量的自由基,之后CH^(*)基浓度下降至相机不可探测范围、OH^(*)基浓度则维持在较为平稳的水平,燃烧趋于动态稳定状态.冷热态发动机壁面沿程静压分布存在倍数差异,乙烯喷注时自喷注位置下游第一个测点开始出现压力跃升、直至尾喷管出口附近才膨胀至与冷态接近,热态壁面压力约为冷态的2倍,冷热态取样时间内的压力波动幅度近似一致、均小于10%,与冷热态压升幅度存在数量级上的差异.这些数据表明FD-21风洞可开展高超声速气流中的乙烯燃烧试验. 展开更多
关键词 高焓激波风洞 超燃冲压发动机 发光光谱 流场建立 乙烯燃烧
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滑动弧等离子体辅助燃烧技术专利综述
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作者 刘雪琦 《中国科技期刊数据库 工业A》 2023年第5期156-159,共4页
随着能源形式和环境问题日益严峻,各行各业对节能环保要求不断提高。滑动弧放电等离子体辅助燃烧技术作为一种提高能源利用率的有效手段,为节能环保工作提供了一种新途径。本文根据滑动弧等离子体辅助燃烧技术的国内外专利申请数据,对... 随着能源形式和环境问题日益严峻,各行各业对节能环保要求不断提高。滑动弧放电等离子体辅助燃烧技术作为一种提高能源利用率的有效手段,为节能环保工作提供了一种新途径。本文根据滑动弧等离子体辅助燃烧技术的国内外专利申请数据,对各国申请量进行排序,分析对比申请量较多的部分国家的申请量随时间的变化趋势,总结国内外申请人在专利分布上的差异,并针对国内申请人的类型和技术发展进行分析,为快速了解滑动弧等离子体辅助燃烧技术专利国内外申请情况提供一定借鉴和参考价值。关键词:滑动弧;等离子;放电;辅助燃烧;发动机;专利中图分类号:V235.211 滑动弧等离子体辅助燃烧技术的发展背景当今,石油等不可再生资源日益枯竭,对于能源利用率的提高显得尤为重要。现有技术中,燃料在燃烧过程中往往存在燃烧不充分、不稳定的情况[1]-[2],一方面是燃料与空气混合不均匀造成的,另一方面则是燃料分子在燃烧过程中的化学键很难被完全打断造成的,针对上述两个问题,人们从不同方面采取了各种辅助燃烧手段,使燃料与氧分子充分接触、提高燃料活性的手段[3]-[4],其中滑动弧等离子体辅助燃烧技术对上述两个问题都显示出潜在的巨大优势[5]-[7]。1988年法国的H. Lesueur和A. Czernichowski等人首次提出了滑动弧放电等离子体(Gliding arc discharge ,GAD)并申请了相关专利[8]-[9],其是一种可以在常压下产生的周期性摆动的非平衡等离子体。最初的滑动弧反应器主要由两个刀片式电极组成,电极的两边通过变压器加上高压,两个电极的喉部顶端布置喷嘴,气体不断地从喷嘴喷出,在两个电极之间距离最短处气体被击穿开始放电,形成电弧,由于气体的推动,电弧随之移动并拉长,当电弧的长度大到电能无法维持的时候,电弧熄灭,下一个电弧又会在电极间距最小处产生,电弧在气流的作用下周期变化,形成周而复始的循环放电过程。在放电过程中,会产生大量活性粒子,这些活性粒子具有的能量较高,因此在助燃过程中可以很好的加快反应速率,减小点火延迟,使燃料充分燃烧,提高燃料利用率。同时,放电产生的等离子体能对气体流场产生扰动,提高气流的湍流度,增加燃料分子与氧气分子的接触几率,因而可以提高燃烧的充分性[10]。除此之外,滑动弧放电等离子体还具有结构简单、功率大、放电面积大等优点[11]-[13]。基于上述优势,滑动弧等离子体辅助燃烧技术逐渐受到研究人员的关注。2 滑动弧等离子体辅助燃烧技术的专利情况分析为了对滑动弧等离子体辅助燃烧技术的专利申请进行分析,本文选择在incoPat数据库中进行检索分析,其中涵盖了全世界各国的专利申请,在国际专利分类表中涉及滑动弧等离子体的分类号包括以下方面:F02M27/00 燃烧空气燃料或燃料-空气混合气通过催化、电法、磁法、辐射,声波或其他类似的方法进行处理用的装置;F02M27/04 .通过电法或磁法;F02M27/042 ..通过等离子;F23R3/00 应用液体或气体燃料的连续燃烧室;F23R3/28 .以燃料供给为特征的;F23R3/02 .以空气流或燃气流结构为特征的;F23R3/16 ..在火焰管内或燃烧室内有影响空气流或燃气流装置的;F23R2900/00 用于连续燃烧室的特殊部件或是装置,其所产生的燃烧过程;F23R2900/00008 .使用等离子气体的燃烧技术;F02M61/00燃料喷射器;F02M61/18 ..喷嘴;H05H1/00 等离子体的产生;H05H1/24 .等离子体的产生;H05H1/46 ..应用外加电磁场的;H05H1/48 ..应用电弧的;H05H1/50 ...并应用外加磁场的,例如用于聚焦电弧或旋转电弧的。主要。 展开更多
关键词 滑动弧 等离子 放电 辅助燃烧 发动机 专利
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颗粒参数对轴对称超声速气固两相流喷管性能的影响研究 被引量:1
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作者 黄浩 丰志伟 +2 位作者 马立坤 杨涛 李国强 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第8期48-55,共8页
为了探究凝相颗粒参数对固体火箭超燃冲压发动机尾喷管性能的影响规律,本文使用数值仿真方法,研究了颗粒的粒径、温度、入射角度及入射部位对轴对称超声速两相流喷管性能的影响。采用轴对称RANS控制方程和SST k-ω湍流模型模拟气相流场... 为了探究凝相颗粒参数对固体火箭超燃冲压发动机尾喷管性能的影响规律,本文使用数值仿真方法,研究了颗粒的粒径、温度、入射角度及入射部位对轴对称超声速两相流喷管性能的影响。采用轴对称RANS控制方程和SST k-ω湍流模型模拟气相流场,颗粒轨迹则利用欧拉-拉格朗日方法计算。通过与文献试验结果对比,验证了数值方法的有效性。结果表明,增强两相之间的能量交互作用,是提高喷管性能的根本原因。减小颗粒粒径、提高颗粒温度、增大颗粒入射角和颗粒入射部位靠近壁面,均能增强两相之间的能量交互作用。其中,颗粒粒径变化对性能的影响最大,达到9%左右;颗粒温度次之,约为3%;颗粒入射角和入射区域对性能的影响较小,分别为1.2%和1.4%左右。 展开更多
关键词 固体火箭超燃冲压发动机 超声速喷管 气固两相流 颗粒参数 数值仿真
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地面试验中的超燃冲压发动机特性分析
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作者 陈磊 李光熙 +3 位作者 梁俊龙 王玉峰 杜泉 李江涵 《火箭推进》 CAS 2023年第6期73-81,共9页
直连式试验和自由射流试验是冲压发动机开展地面模拟试验验证过程中最为普遍的两类试验。通过对比两类试验对来流条件的实现情况,说明加热器工作参数和来流组分等模拟要素符合试验要求,在此基础上分析同款超燃冲压发动机的直连式和自由... 直连式试验和自由射流试验是冲压发动机开展地面模拟试验验证过程中最为普遍的两类试验。通过对比两类试验对来流条件的实现情况,说明加热器工作参数和来流组分等模拟要素符合试验要求,在此基础上分析同款超燃冲压发动机的直连式和自由射流试验结果,并结合仿真分析结果开展论述。结果表明:针对相近试验工况,两类试验中进气道流动形态一致性较好;进发匹配工作特性方面,自由射流试验中的结尾激波位置普遍靠后,其安全工作裕度高于直连式试验;在直连式试验中,基于沿程静压测值方法得到的发动机比冲与自由射流试验台测得的发动机比冲接近。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 直连式试验 自由射流试验 进气道内流特征 进发匹配特性 发动机总体性能
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高超声速飞行器尾喷管中磁流体发电机性能数值研究
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作者 李灏 黄护林 +1 位作者 张义宁 刘琛源 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第8期155-167,共13页
高超声速飞行器因无涡轮而失去发电能力,利用尾喷管中磁流体(Magnetohydrodynamic,MHD)发电机进行发电可以有效解决这一问题。本文采用Fluent商业软件对高超声速飞行器尾喷管中MHD发电机的性能进行了数值研究。研究发现,当磁流体发电通... 高超声速飞行器因无涡轮而失去发电能力,利用尾喷管中磁流体(Magnetohydrodynamic,MHD)发电机进行发电可以有效解决这一问题。本文采用Fluent商业软件对高超声速飞行器尾喷管中MHD发电机的性能进行了数值研究。研究发现,当磁流体发电通道入口气体的马赫数设置为1.1时,入口气体的马赫数被迫降低至亚声速时,其才能流进通道,但气体的速度沿流向不断上升,并在发电通道出口处达到当地声速。局部磁场使MHD发电机两端出现了端部效应,导致MHD发电机的进出口附近产生了涡电流,进而降低了MHD发电机的性能。在端部效应和MHD射流效应的耦合下,发电通道流向横截面中心的气体总焓沿流向非均匀下降,在发电机入口电极处,其总焓略有增加并达到最大值;在发电机出口电极处,其总焓出现一极小值;横截面上气体总焓的平均值沿流向却均匀下降。不同电极对数的MHD发电机的数值结果表明,分段电极法拉第型MHD发电机的电极对数越多,MHD发电机内的霍尔效应越弱,焓提取率与发电效率越高。当6对电极的MHD发电机分别忽略和考虑霍尔效应时,其焓提取率相差了0.05%,发电效率相差了6.5%。 展开更多
关键词 磁流体动力学 MHD发电机 发电性能 端部效应 电极对
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马赫数10超燃冲压发动机燃烧室流动与传热变化特性分析 被引量:1
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作者 徐雪睿 仲峰泉 +4 位作者 岳连捷 张旭 张晓源 张仕忠 李进平 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第10期112-120,共9页
针对高马赫数超燃冲压发动机燃烧室流动与传热的变化特性,基于考虑燃料/空气混合与燃烧、壁面传热及高温燃气解离效应的一维流动与传热分析模型,定量分析了飞行Ma10工况下解离效应对发动机燃烧室内流参数和性能参数的影响程度。研究结... 针对高马赫数超燃冲压发动机燃烧室流动与传热的变化特性,基于考虑燃料/空气混合与燃烧、壁面传热及高温燃气解离效应的一维流动与传热分析模型,定量分析了飞行Ma10工况下解离效应对发动机燃烧室内流参数和性能参数的影响程度。研究结果表明,高温解离对高马赫数燃烧室流动与传热的影响显著。氢燃料当量比0.7时,如果不考虑解离效应,燃烧室推力的计算结果偏高15.3%,壁面传热量偏高13.5%。基于此,本文通过考虑解离效应的理论分析模型研究了Ma10圆形截面燃烧室中氢燃料喷注位置、喷孔数目及燃烧室扩张角对燃烧室流场参数与壁面传热的影响特性,评估了燃烧室推力、壁面摩擦力以及壁面传热量的变化规律。研究表明,燃烧室扩张段的扩张角度对燃烧室性能影响较大,喷注位置和喷孔数目的影响比较小。扩张角从1°扩至2°,燃烧室推力增长124.0%,壁面摩擦力减小3.0%,壁面传热量减少7.0%。适当增大燃烧室扩张段的扩张角度可以提高燃烧室推力,同时降低壁面热流和壁面摩擦力。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 理论模型 构型参数 燃烧室性能 壁面传热
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基于离散等收缩比的前体/进气道流向双乘波一体化设计 被引量:1
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作者 邬婉楠 肖雅彬 +2 位作者 王立尧 岳连捷 杨理 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第12期2844-2856,共13页
前体/进气道一体化设计是高超声速飞行的关键技术,一体化设计的核心是前体与进气道在基准流场上的气动融合.针对腹部进气布局中前体压缩后的非均匀流影响进气道性能的问题,文章基于局部收缩比处处一致的思想,提出了离散等收缩比设计方法... 前体/进气道一体化设计是高超声速飞行的关键技术,一体化设计的核心是前体与进气道在基准流场上的气动融合.针对腹部进气布局中前体压缩后的非均匀流影响进气道性能的问题,文章基于局部收缩比处处一致的思想,提出了离散等收缩比设计方法,实现了乘波前体/内转式进气道流向气动融合与遵循气动规律的变截面流道设计.将进气道的三维流场分解成一簇具有相同收缩比的三维流管,视每根流管侧壁为轴对称流场;以锥导乘波前体压缩后的非均匀流作为来流条件,以总压恢复为目标对每根流管进行优化设计;通过匹配激波反射位置将流管重新组合起来,流管的对应边界组成内转式变截面进气道.该设计方法适配任何已知的非均匀来流,可灵活控制唇口位置,且适用于任意形状之间的变截面转换.数值研究表明,依托该方法设计的一体化构型性能符合预期,出口流场均匀,具有优越的抗反压能力,且非设计点流场波系结构良好.离散等收缩比设计方法为腹部进气布局中前体/进气道一体化气动融合设计提供了新思路. 展开更多
关键词 高超声速前体/进气道 一体化 离散等收缩比 流管划分 双乘波
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Cracking and buoyancy effect on hydrocarbon endothermic and heat transfer characteristics in rectangular mini-channel
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作者 Chengang Yang Huaizhi Han +1 位作者 Quan Zhu Xiangyuan Li 《Chinese Journal of Chemical Engineering》 SCIE EI CAS CSCD 2023年第4期242-254,共13页
Although buoyancy and cracking reactions are strongly coupled in the active cooling process, most of the previous studies consider only one of these factors, and their coupling relationship has not been considerably e... Although buoyancy and cracking reactions are strongly coupled in the active cooling process, most of the previous studies consider only one of these factors, and their coupling relationship has not been considerably examined. In this work, this coupling relationship was numerically investigated with complete consideration of different cases of heating, and in the view of energy transport and conversion. By comparing with the no-gravity case(NGC), the results indicate that buoyancy has a significant effect on the bottom-heated case(BHC) and side-heated case(SHC), but has little influence on the top-heated case(THC) owing to the different magnitudes of secondary flow. The heat transfer of the BHC and SHC was significantly enhanced by the secondary flow, but their energy conversion was simultaneously impaired.The conversion of the BHC and SHC was approximately half that of the THC and NGC. For all cases, by analyzing the energy transport ways, the cross section can be classified into three regions in the heating direction. Laminar conduction dominates in region Ⅰ, but gradually fails in region Ⅱ, where its role is replaced by other energy transport ways. In region Ⅲ, convection dominates the energy transport for BHC and SHC, whereas turbulence dominates for THC and NGC. 展开更多
关键词 Heat transfer Computational fluid dynamics(CFD) BUOYANCY Hydrocarbons
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带背景激波系的凹腔流动特性研究
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作者 郭善广 付昌钦 +1 位作者 李明啸 杨恒德 《空军工程大学学报》 CSCD 北大核心 2023年第5期48-55,共8页
凹腔作为超燃冲压发动机的一种火焰稳定器受到广泛关注,凹腔剪切层与背景激波系的相互作用影响凹腔火焰稳定器的性能。为深入分析背景激波系对凹腔流动的影响,设计了长深比为13.3的闭式凹腔,将凹腔模型前缘激波和风洞上壁面干扰激波作... 凹腔作为超燃冲压发动机的一种火焰稳定器受到广泛关注,凹腔剪切层与背景激波系的相互作用影响凹腔火焰稳定器的性能。为深入分析背景激波系对凹腔流动的影响,设计了长深比为13.3的闭式凹腔,将凹腔模型前缘激波和风洞上壁面干扰激波作为背景激波系,在Ma=2的直连式风洞中开展了背景激波系与凹腔剪切层的相互作用的试验,采用高速纹影系统对瞬态流场进行了捕捉,重点关注背景激波系和凹腔剪切层的动态变化特性。采用纹影序列的本征正交分解来研究流场中的主要相干结构,采用快速傅里叶变换和连续小波变换对流场的频率域特征进行了分析。结果表明:在背景激波与剪切层相互作用下,激波结构产生大尺度振荡,凹腔内流动结构产生小尺度脉动。通过对激波位置的傅里叶变换分析,发现激波振荡的主导频率集中在90~400Hz的范围内。通过对纹影图像的空间傅里叶变换分析,发现5kHz以下的流场振荡主要由激波振荡引起,5kHz以上的流场脉动主要由凹腔内流动结构引起。 展开更多
关键词 激波 凹腔 剪切层 流动 不稳定性
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Large eddy simulation of supersonic flow in ducts with complex cross-sections
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作者 Huifeng Chen Mingbo Sun +3 位作者 Dapeng Xiong Yixin Yang Taiyu Wang Hongbo Wang 《Theoretical & Applied Mechanics Letters》 CAS CSCD 2023年第6期432-440,共9页
Large Eddy Simulation(LES)has been employed for the investigation of supersonic flow characteristics in five ducts with varying cross-sectional geometries.The numerical results reveal that flow channel configurations ... Large Eddy Simulation(LES)has been employed for the investigation of supersonic flow characteristics in five ducts with varying cross-sectional geometries.The numerical results reveal that flow channel configurations exert a considerable influence on the mainstream flow and the near-wall flow behavior.In contrast to straight ducts,square-to-circular and rectangular-to-circular ducts exhibit thicker boundary layers and a greater presence of vortex structures.Given the same inlet area,rectangular-to-circular ducts lead to higher flow drag force and total pressure loss than square-to-circular ducts.Characterized by the substantial flow separation and shock waves,the"S-shaped duct shows significant vertically-asymmetric characteristics. 展开更多
关键词 SCRAMJET LES Complex cross-section Boundary layer
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