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High temperature effects in moving shock reflection with protruding Mach stem 被引量:1
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作者 Xiaofeng Shi Yujian Zhu +1 位作者 Xisheng Luo Jiming Yang 《Theoretical & Applied Mechanics Letters》 CAS CSCD 2016年第5期222-225,共4页
The influence of high temperature effects on the protrusion of Mach stem in strong shock reflection over a wedge was numerically investigated. A two-dimensional inviscid solver applies finite volume method and unstruc... The influence of high temperature effects on the protrusion of Mach stem in strong shock reflection over a wedge was numerically investigated. A two-dimensional inviscid solver applies finite volume method and unstructured quadrilateral grids were employed to simulate the flow. Theoretical analysis was also conducted to understand the phenomenon. Both numerical and theoretical results indicate a wall-jet penetrating forward is responsible for the occurrence of Mach stem protrusion. The protrusion degree seems to depend on the thermal energy buffer capacity of the testing gas. Approaches to increase the energy buffer capacity, such as vibrational relaxation, molecular dissociation, and increase of frozen heat caoacitv, all tend to escalate the orotrusion effect. 展开更多
关键词 Shock reflection Numerical simulation Protruding mach stem high temperature effects
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THEORETICAL ANALYSIS OF A HIGH-MACH-NUMBER DILUTE INELASTIC GAS IMPINGING ON A SURFACE
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作者 Yu Hui Deng Jonathan J. Wylie Qiang Zhang 《Acta Mathematica Scientia》 SCIE CSCD 2010年第2期633-644,共12页
We consider a problem of a 2-dimensional high-Mach-number dilute inelastic gas originating from infinity impinging on an oblique surface of infinite length. By analyzing probabilities of particle-particle collisions, ... We consider a problem of a 2-dimensional high-Mach-number dilute inelastic gas originating from infinity impinging on an oblique surface of infinite length. By analyzing probabilities of particle-particle collisions, we derive an analytical formula for the mean force experienced by the surface when the system is dilute. We also derive conditions for the validity of our theory. 展开更多
关键词 dilute inelastic gas high-mach-number force
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光纤Mach-Zehnder干涉仪中的高阶模干涉现象 被引量:3
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作者 程木 吴重庆 +3 位作者 王智 黄涛 王丹 王拥军 《光学与光电技术》 2007年第4期47-49,共3页
利用Hermite-Gauss函数、模式干涉理论以及电场矢量线性叠加方法,分析了高阶模经光纤Mach-Zehnder干涉仪后的输出光场的空间干涉现象,得出了两个高阶模之间干涉光场的公式,计算出了双模光纤中各模式之间空间干涉的光场。数值仿真结果表... 利用Hermite-Gauss函数、模式干涉理论以及电场矢量线性叠加方法,分析了高阶模经光纤Mach-Zehnder干涉仪后的输出光场的空间干涉现象,得出了两个高阶模之间干涉光场的公式,计算出了双模光纤中各模式之间空间干涉的光场。数值仿真结果表明二阶模之间的干涉光场是两个相同的圆形光斑,而基模和二阶模之间的干涉光场是两个不等大的圆形光斑。 展开更多
关键词 mach—Zehnder干涉仪 高阶模 基模 空间干涉
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JF12激波风洞高Mach数超燃冲压发动机实验研究 被引量:14
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作者 姚轩宇 王春 +3 位作者 喻江 苑朝凯 姜宗林 司徒明 《气体物理》 2019年第5期25-31,共7页
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... 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. 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 mach 激波风洞 纯净空气 JF12风洞
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高Mach数格子Boltzmann模型
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作者 施文平 李静 +2 位作者 胡京兴 洪军 俞慧丹 《北京工业大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2002年第1期66-69,共4页
在简单声速可调模型的基础上,通过在演化方程中引入一个粒子吸引项,建立了高Mach数格子Boltzmann模型.利用Chapman-Enskog渐进展开法推导相应的宏观流体力学方程.模拟结果表明,该模型可降低声速,将M... 在简单声速可调模型的基础上,通过在演化方程中引入一个粒子吸引项,建立了高Mach数格子Boltzmann模型.利用Chapman-Enskog渐进展开法推导相应的宏观流体力学方程.模拟结果表明,该模型可降低声速,将Mach数提高到5以上,且与理论值吻合. 展开更多
关键词 粒子吸引项 mach数流动 格子Boltzmann方程 简单声速可调模型 流体力学 mach数格子Boltzmann模型 激波
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马赫数10条件下冲压发动机内氢气燃烧特性试验 被引量:1
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作者 卢洪波 林键 +8 位作者 金熠 陈星 纪锋 吴衡毅 刘春风 王瑞庭 朱浩 杨甫江 韦宝禧 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第4期27-36,I0001,共11页
针对高马赫数超燃冲压发动机面临的高效燃烧组织挑战,本文提出了一种凹腔后缘激波强化的高马赫数超声速燃烧组织技术,并设计了一套燃烧室采用双侧对称布置凹腔结构的三维发动机试验模型。采用OH*基化学发光光谱诊断与壁面测压相结合的... 针对高马赫数超燃冲压发动机面临的高效燃烧组织挑战,本文提出了一种凹腔后缘激波强化的高马赫数超声速燃烧组织技术,并设计了一套燃烧室采用双侧对称布置凹腔结构的三维发动机试验模型。采用OH*基化学发光光谱诊断与壁面测压相结合的试验手段,在自由活塞驱动激波风洞的名义Ma=10流场中,对凹腔上游横向氢气射流的燃烧特性进行了研究,并讨论了模拟流场的重复性,给出了氢气燃烧演化特征、火焰稳定结构及释热特性。不同车次的总压等流场参数表明试验流场具有较高的重复性,可保障氢气燃烧特性的可复现性。通过观察试验过程中OH*基动态发光特征发现,在高焓激波风洞发动机试验中采用燃料提前喷注的方法使发动机流道在空气主流到来之前充盈大量的氢气,进而在主流到达发动机内的瞬间形成所谓“激波管流动-燃烧”效应,使来流空气与氢气接触面发生自点火与剧烈燃烧,产生显著不同于发动机正常工作情况下的点火与燃烧机制,但随着主流趋于平稳,“激波管流动-燃烧”效应消失,在高总温气流的自点火效应与凹腔后缘的X型激波耦合作用下,火焰稳定在凹腔上游近壁面区的氢气射流尾迹区和凹腔后缘附近的全流场中。通过分析壁面压力分布特征发现,凹腔后缘的X型激波实现了燃烧的强化与火焰的稳定,并获得了最显著的释热压升。这些结果表明高马赫数冲压发动机可利用凹腔后缘X型激波强化燃烧和稳定火焰。 展开更多
关键词 高马赫数 超燃冲压发动机 高焓激波风洞 化学发光光谱诊断 凹腔稳焰
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Sivells方法在高马赫数低总压喷管设计中的适用性分析
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作者 李震乾 石义雷 +4 位作者 梁杰 陈爱国 皮兴才 龙正义 杨彦广 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期72-80,共9页
目前高超声速轴对称型面喷管广泛采用Sivells方法进行无黏型面设计,通过求解轴对称的von Kármán动量方程进行边界层修正。该方法在常规高超声速风洞、激波风洞等的高马赫数、高总压条件下已成功应用,但鲜有在高马赫数、低总... 目前高超声速轴对称型面喷管广泛采用Sivells方法进行无黏型面设计,通过求解轴对称的von Kármán动量方程进行边界层修正。该方法在常规高超声速风洞、激波风洞等的高马赫数、高总压条件下已成功应用,但鲜有在高马赫数、低总压条件下的应用研究。在低总压条件下,采用该方法设计了马赫数6、8、10、12的轴对称型面喷管,通过数值模拟分析流场结构,并进行试验验证;模拟了喷管射流流场,通过对射流流场进行结构分析,判断设计方法的适用性。研究结果表明:马赫数6、8喷管流场与设计基本一致,射流流场品质较好,适合开展风洞试验;马赫数10、12喷管流场局部过度膨胀,马赫数高于设计值,其中马赫数10喷管的射流流场品质较好,马赫数12喷管的射流流场品质下降显著且马赫数轴向梯度增大。因此,在高马赫数、低总压条件下,Sivells设计方法仍适用于马赫数6、8喷管,马赫数10喷管处于临界状态,而不适用于马赫数12喷管。 展开更多
关键词 Sivells方法 高马赫数 低总压 喷管流场 射流流场 轴对称型面喷管
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斜爆震燃烧与斜爆震发动机研究进展 被引量:1
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作者 薛瑞 杜鹏 +2 位作者 丁国誉 杨志龙 吴云凯 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期241-259,共19页
发展更高性能的吸气式高超动力成为未来高超声速飞行器研制的重中之重。现有基于煤油燃料的超燃冲压发动机,主要以爆燃模式组织燃烧,在高来流马赫数(Ma≥8)条件下,将面临高来流总温带来的高温离解和化学非平衡效应所带来燃料的能量难以... 发展更高性能的吸气式高超动力成为未来高超声速飞行器研制的重中之重。现有基于煤油燃料的超燃冲压发动机,主要以爆燃模式组织燃烧,在高来流马赫数(Ma≥8)条件下,将面临高来流总温带来的高温离解和化学非平衡效应所带来燃料的能量难以充分释放和利用的难题,相比之下,斜爆震组织燃烧更接近于等容燃烧,具有燃烧释热速率快、热循环效率高等优势,是一种可应用于高马赫数吸气式动力的理想燃烧模式。斜爆震发动机能够显著缩短燃烧室长度,减少释热面积,是高马赫数飞行器极具潜力的吸气式动力方案。其中,斜爆震发动机内流道各部件的匹配设计、燃料喷注-混合、斜爆震波的起爆与驻定等是斜爆震发动机研制的关键技术,是当前高超声速领域的研究热点。但由于其面临的高速、高总温总压的来流条件以及爆震波在流场中的强间断与高速传播特性等,现有试验与数值模拟研究手段难以开展精细的燃烧流动机制研究,进而限制了相关控制机理的揭示与高精度模型的建立,使得斜爆震发动机工程研制较为困难,当前研究仍存在许多值得探讨的地方,文章在综述的同时对下一步研究提出相关建议。 展开更多
关键词 高超声速推进 高马赫数 斜爆震波 斜爆震发动机
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高马赫数激波作用下单模界面的Richtmyer-Meshkov不稳定性数值模拟
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作者 高士清 邹立勇 +2 位作者 唐久棚 李季 林健宇 《爆炸与冲击》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第7期36-56,共21页
为了研究高马赫数激波冲击下的单模界面Richtmyer-Meshkov(RM)不稳定性,特别是高马赫数激波带来的热化学非平衡效应的影响,采用基于有限体积方法的二维高温非平衡流动程序,利用自适应非结构网格模拟了空气中高马赫数激波冲击两侧温度不... 为了研究高马赫数激波冲击下的单模界面Richtmyer-Meshkov(RM)不稳定性,特别是高马赫数激波带来的热化学非平衡效应的影响,采用基于有限体积方法的二维高温非平衡流动程序,利用自适应非结构网格模拟了空气中高马赫数激波冲击两侧温度不同的单模界面导致的RM不稳定现象。研究中涵盖了轻/重界面和重/轻界面2种情况,涉及的激波马赫数范围分别为6~9和8~11。对比了冻结流、热非平衡流和热化学非平衡流3种气体模式下的流场演化过程,揭示了扰动增长和增长率的变化规律。通过对比扰动增长的线性理论和非线性理论,分析了初始激波马赫数和初始扰动尺度的变化对RM不稳定性的影响,同时讨论了涡量场分布和环量的演化规律。结果表明,与冻结流相比,热化学非平衡流中透射激波、反射波及界面速度明显不同,扰动振幅增长率峰值降低,界面增长率脉动减弱,界面不稳定性增长速度变慢。通过对比多种理论模型和本文的数值模拟结果,发现Zhang-Sohn模型相对于其他模型更适用于高马赫数激波作用下的单模界面RM不稳定性问题。对涡量场的研究发现,有2个较强的涡量生成区域,一个位于界面上,另一个位于透射激波波后,这同低马赫数下涡量主要在界面上生成的结论显著不同。此外,热化学非平衡流中环量的幅值大小低于冻结流中的结果,这与热化学非平衡流中扰动的增长低于冻结流的结论对应。 展开更多
关键词 RICHTMYER-MESHKOV不稳定性 高马赫数激波 高温非平衡效应 Zhang-Sohn模型
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考虑模态转换的组合动力飞机任务性能快速评估方法
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作者 付昱 宋文艳 汪秋吟 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2024年第1期1-9,共9页
工作在较宽飞行范围的高马赫数组合动力飞机,其动力性能受到飞行条件/飞行姿态以及模态转换的影响,并进一步影响其飞行任务性能。为尽可能真实并快速地评估组合动力飞机的飞行任务性能,提出了一种考虑模态转换的组合动力飞机任务性能快... 工作在较宽飞行范围的高马赫数组合动力飞机,其动力性能受到飞行条件/飞行姿态以及模态转换的影响,并进一步影响其飞行任务性能。为尽可能真实并快速地评估组合动力飞机的飞行任务性能,提出了一种考虑模态转换的组合动力飞机任务性能快速评估方法,并量化研究了不同飞行轨迹、不同模态转换区间对飞行任务性能的影响。首先建立了高马赫数飞机的飞行动力学模型,将飞行姿态考虑进任务分析中;随后建立了组合动力的非安装及安装性能计算模型,飞行轨迹中可实时模拟动力装置的性能;最后建立了模态转换模拟模型,可分析模态转换过程对飞行任务性能的影响。结果表明:该文研究的飞行马赫数为5的组合动力飞机,巡航高度由海拔20 km升高至27 km,巡航距离增加18.3%,总航程增加21.9%;将模态转换马赫数区间由低马赫数2~2.3向高马赫数2.2~2.5范围移动,爬升加速段距离增加8.4%,爬升加速时间增加5.8%。 展开更多
关键词 高马赫数飞机 组合动力 模态转换 飞行轨迹 飞行任务性能
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航空发动机地面台进气加温试验技术研究 被引量:1
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作者 程鲁 闫卫青 +3 位作者 张帅 桑则林 刘作宏 赵贺桃 《内燃机与配件》 2024年第6期64-66,共3页
为了模拟航空发动机高空大马赫数情况下,较高的发动机进气温度,进行地面台架条件发动机进气加温试验。针对地面台架条件航空发动机加温试验进行研究,提出采用机载进口温度传感器表征进气加温进口温度方法,实现加温温度监控,保障加温试... 为了模拟航空发动机高空大马赫数情况下,较高的发动机进气温度,进行地面台架条件发动机进气加温试验。针对地面台架条件航空发动机加温试验进行研究,提出采用机载进口温度传感器表征进气加温进口温度方法,实现加温温度监控,保障加温试验安全。后选取飞行包线内典型工作点,开展地面台进气加温模拟试验。试验研究发现,进气加温试验过程发动机进口总温不均匀性最大为2.6%,排气温度场与常温试车分布一致,进排气温度场分布均匀,控制精度较高,可以为发动机进气加温试验提供较高品质的进气流场。试验表明,地面台架条件开展进气加温试验,可以较好的模拟发动机高空大马赫数高温进气条件下发动机工作情况。 展开更多
关键词 航空发动机 高空大马赫数 地面台 进气加温 进气流场 总温不均匀性
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高速高温湍流研究进展
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作者 袁先旭 刘朋欣 +3 位作者 周清清 傅亚陆 杨肖峰 杜雁霞 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第4期1-13,I0001,共14页
低空域高速飞行条件下的飞行器表面边界层具有高马赫数、高雷诺数、高总焓的特点。较高的来流雷诺数使边界层发生从层流到湍流的转捩,而强激波压缩形成的高温环境将导致气体分子出现振动能激发、离解、电离等热化学非平衡过程,完全气体... 低空域高速飞行条件下的飞行器表面边界层具有高马赫数、高雷诺数、高总焓的特点。较高的来流雷诺数使边界层发生从层流到湍流的转捩,而强激波压缩形成的高温环境将导致气体分子出现振动能激发、离解、电离等热化学非平衡过程,完全气体假设将不再适用。两种效应强烈耦合形成高温湍流,进而带来高温边界层扰动演化与多尺度涡结构、高温强扰动下气固界面多相反应、极端高温环境等离子体湍流等新的流动物理问题。本文从机理、预测、实验测量等方面,总结了高速高温湍流领域的研究进展和现状,展望了未来需要关注的研究方向。 展开更多
关键词 高马赫数 湍流 高温非平衡 表面效应 电磁效应
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燃料预喷注与释热对高马赫数进气道性能影响的数值研究
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作者 渠镇铭 李海涛 +1 位作者 罗飞腾 陈文娟 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第7期33-47,共15页
为掌握高马赫数条件下燃料预喷注与释热对进气道性能的影响,以来流马赫数Ma_(∞)=10为设计点进行了典型二元构型进气道设计与基准流场仿真,开展了Ma_(∞)=7~10进气道氢燃料预喷注、反应流场仿真研究。结果表明:预喷注引起局部压缩激波... 为掌握高马赫数条件下燃料预喷注与释热对进气道性能的影响,以来流马赫数Ma_(∞)=10为设计点进行了典型二元构型进气道设计与基准流场仿真,开展了Ma_(∞)=7~10进气道氢燃料预喷注、反应流场仿真研究。结果表明:预喷注引起局部压缩激波系变化、改变下游流动特性、从而影响进气道性能,主要会导致总压恢复系数、喉部马赫数减小;同时预喷注动作具有一定的激波系调节、压缩循环调控的作用,且与预喷注位置密切相关,外压缩喷注会诱导外部斜激波向亚额定偏移,导致流量溢流增加、流量系数减小;内压缩喷注可以避免流量溢流,对进气道性能影响相对较小,且双侧组合喷注的预混效率可达0.60以上。反应流场仿真显示,燃烧反应主要发生在近壁面区域,流向上主要释热区在内压缩段,反应释热进一步降低总压恢复系数、减小喉部马赫数,外压缩喷注时会增加流量溢流,而循环静压比、静温比均相对增大,阻力系数基本保持不变,整体上预喷注及释热影响效应具有可控性。 展开更多
关键词 高马赫数超燃发动机 高超声速进气道 进气道预喷注 释热效应 激波调整 数值模拟
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高马赫数来流超燃冲压发动机燃烧流场分析 被引量:14
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作者 张时空 李江 +2 位作者 黄志伟 秦飞 薛瑞 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第1期80-88,共9页
以模拟自由来流马赫数12的地面试验氢燃料超燃冲压发动机为研究对象,应用商用计算流体力学软件CFD++;针对高马赫数来流下的超燃冲压发动机的典型流场结构、空间释热分布、预混/非预混燃烧模式和火焰稳定机理开展了分析研究。计算中采用... 以模拟自由来流马赫数12的地面试验氢燃料超燃冲压发动机为研究对象,应用商用计算流体力学软件CFD++;针对高马赫数来流下的超燃冲压发动机的典型流场结构、空间释热分布、预混/非预混燃烧模式和火焰稳定机理开展了分析研究。计算中采用7组分、9反应步的氢气/氧气动力学模型,使用壁面函数结合两方程剪应力输运模型,基于雷诺时均化方法开展计算,数值结果与试验数据相符较好。1)验证了CFD++软件在高马赫数来流下的适用性和计算精度;2)分析了高超声速来流下的燃烧室流场特征;3)获得了高马赫来流条件下的发动机燃烧效率、释热区间、预混/非预混燃烧模式的空间分布规律;4)为进一步开展高马赫数下的发动机精细化流场计算和多尺度燃烧过程研究提供了重要依据。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 高马赫数 燃烧模式 数值模拟
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高马赫数超燃冲压发动机技术研究进展 被引量:20
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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 超燃冲压发动机 热化学非平衡 超声速燃烧 低雷诺数流动 激波风洞 飞行试验
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高马赫飞行器迎风面与攻角对光学窗口周围流场的影响分析 被引量:9
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作者 王乃祥 徐钰蕾 +2 位作者 史磊 程志峰 姚园 《红外与激光工程》 EI CSCD 北大核心 2015年第4期1267-1272,共6页
为了提高高马赫飞行下光学窗口的光学性能,对比分析了基于气动光学效应三种飞行器模型不同攻角的马赫数场、密度场、温度场和压力场的流场结构及对光学性能的影响。首先,根据飞行器与来流的迎风面,建立了三种飞行器典型模型;继而,给出了... 为了提高高马赫飞行下光学窗口的光学性能,对比分析了基于气动光学效应三种飞行器模型不同攻角的马赫数场、密度场、温度场和压力场的流场结构及对光学性能的影响。首先,根据飞行器与来流的迎风面,建立了三种飞行器典型模型;继而,给出了0°、5°和10°攻角飞行工况;然后,建立了基于Navier-Stokes方程和湍流模型的三种攻角流场分布;最后,对比分析了宽平头体飞行器中三种攻角温度场作用下的光学系统传递函数。结果表明,马赫数场与密度场、温度场与压力场分别具有相似分布形式;相同飞行速度和攻角下,大迎风面的飞行器光学窗口周围温度与压力较小迎风面大;相同飞行器,较大攻角对应较大流场强度,攻角为0°、5°和10°时传递函数分别为0.188,0.097和0.028。此分析结果可为高马赫飞行下光学窗口优化提供一定的理论依据。 展开更多
关键词 流场分析 高马赫 光学窗口 气动光学
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高马赫数多体分离试验技术研究与应用 被引量:10
17
作者 林敬周 王雄 +3 位作者 钟俊 谢志江 皮阳军 赵健 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第4期925-933,共9页
为了给高马赫数飞行器多体分离安全评估提供有效的风洞试验预测手段,提出了Φ1m高超声速风洞多体分离试验系统研制的关键技术及解决办法。通过"风洞前室总温总压信号及模型天平测力信号等的数据采集、气动及动力学解算、机构运动控... 为了给高马赫数飞行器多体分离安全评估提供有效的风洞试验预测手段,提出了Φ1m高超声速风洞多体分离试验系统研制的关键技术及解决办法。通过"风洞前室总温总压信号及模型天平测力信号等的数据采集、气动及动力学解算、机构运动控制"三位一体的设计方式,建立了Φ1m高超声速风洞多体分离轨迹捕获试验技术平台。结合高马赫数飞行器开展了马赫数5条件下的网格测力试验和典型状态的捕获轨迹系统(Captive trajectory system,CTS)试验验证。验证结果表明,研制的Φ1m高超声速风洞多体分离试验系统较好地获得了飞行器分离轨迹及气动特性,可以满足高马赫数多体分离试验的网格测力、捕获轨迹等功能需求,且在一次吹风捕获35个轨迹点的情况下,连续轨迹控制模式相较位置控制模式节约了42.5%的风洞运行时间,提高了试验效率。 展开更多
关键词 高马赫数 多体分离 捕获轨迹 试验技术 风洞试验
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高马赫数燃烧强化的激波风洞试验研究 被引量:4
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作者 张旭 张启帆 +7 位作者 岳连捷 孟东东 罗苇航 于江鹏 张晓源 李进平 陈宏 李飞 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第5期1403-1413,共11页
基于中国科学院力学研究所的JF-24激波风洞,通过开展高马赫数超燃冲压发动机的直连试验,研究了高马赫数燃烧的强化方法以及燃料类型对燃烧的影响.试验段是采用凹腔结构的圆截面燃烧室,喷孔布置在隔离段,燃料分别是氢气和乙烯,当量比均为... 基于中国科学院力学研究所的JF-24激波风洞,通过开展高马赫数超燃冲压发动机的直连试验,研究了高马赫数燃烧的强化方法以及燃料类型对燃烧的影响.试验段是采用凹腔结构的圆截面燃烧室,喷孔布置在隔离段,燃料分别是氢气和乙烯,当量比均为0.7.燃料喷注分别采用无支板和小支板两种构型,后者部分喷孔位于小支板顶部.两种构型均设置了流向近距双排喷孔,可分别进行单环和双环喷注.试验结果论证了飞行马赫数10.0条件下氢气和乙烯在超高速气流中的稳定燃烧性能.并且,相比于单环喷注,双环喷注以及补充小支板可以强化燃烧.推测其原因是双环射流和激波/分离结构的近距离交互作用很可能改善掺混,而补充小支板顶部喷注还能利用更多空气组织掺混.在同样采用双环耦合小支板顶部喷注的强化措施下,氢气与乙烯燃烧效率接近,但氢推力性能更优.这是因为较高热值氢的释热更多.此外,试验还证明了在当前来流条件下,释热受控于掺混,且高温离解效应限制释热上限.这是由于释热降低流速且提高静温,使高温离解的吸热效应更加显著. 展开更多
关键词 高马赫数 超声速燃烧 燃烧强化 小支板 JF-24激波风洞
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国外TBCC关键技术及试验设备研究综述 被引量:10
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作者 刘晓波 罗月培 +2 位作者 曾慧 王培 孙宗祥 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2016年第4期51-56,共6页
从空气动力学角度系统梳理了TBCC发动机研究需攻克的关键技术,并论述了国外开展相关研究建设的重要试验设备。其中,关键技术主要包括进气道技术、模态转换技术、高马赫数涡轮发动机技术和尾喷管技术;试验设备主要包括单项技术攻关设备... 从空气动力学角度系统梳理了TBCC发动机研究需攻克的关键技术,并论述了国外开展相关研究建设的重要试验设备。其中,关键技术主要包括进气道技术、模态转换技术、高马赫数涡轮发动机技术和尾喷管技术;试验设备主要包括单项技术攻关设备、关键部件验证设备、缩比原理机验证设备和全尺寸样机验证设备。从国外开展TBCC发动机关键技术和试验设备建设的研究中得到几点启示,可为我国进行TBCC发动机研制提供参考及借鉴。 展开更多
关键词 涡轮基组合循环发动机(TBCC发动机) 高超声速 空气动力学 模态转换 高马赫数 关键技术 试验设备
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新建高焓激波风洞Ma=8飞行模拟条件的实现与超燃实验 被引量:15
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作者 卢洪波 陈星 +6 位作者 谌君谋 易翔宇 李辰 张冰冰 纪锋 毕志献 沈清 《气体物理》 2019年第5期13-24,共12页
针对高Mach数超燃冲压发动机实验能力空缺问题,基于航天十一院新建的FD-21高能脉冲风洞,进行了Ma=8超燃飞行条件的模拟能力设计与调试,获得了总焓2.9 MJ/kg、总压11.01 MPa实验条件,实现了Ma=8、高度31 km飞行条件的风洞模拟.在此基础上... 针对高Mach数超燃冲压发动机实验能力空缺问题,基于航天十一院新建的FD-21高能脉冲风洞,进行了Ma=8超燃飞行条件的模拟能力设计与调试,获得了总焓2.9 MJ/kg、总压11.01 MPa实验条件,实现了Ma=8、高度31 km飞行条件的风洞模拟.在此基础上,研发了匹配的氢燃料供应及喷注时序控制系统,设计了超燃冲压发动机模型,开展了超燃冲压发动机模型自由射流应用性风洞实验,获得了氢气燃料与空气、氮气超声速气流耦合流动作用下的实验模型壁面压力数据.在当量比近似一致条件下,空气来流对应的燃烧室壁面压力明显高于氮气来流情况,表明氢气在1 ms有效实验时间内完成了与超声速空气来流的混合、点火与燃烧,获得燃烧释热特性,确认了在FD-21高能脉冲风洞开展高Mach数超燃实验是切实可行的,为后续研究奠定了良好的基础. 展开更多
关键词 高能脉冲风洞 Ma=8飞行条件复现 超燃实验 燃料供应系统 mach数自由射流实验
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