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复燃对氢氧火箭发动机尾焰流场及辐射特性影响数值研究 被引量:7
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作者 乔野 聂万胜 +1 位作者 丰松江 吴高杨 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2016年第2期22-25,71,共5页
为深入研究复燃对氢氧火箭发动机尾焰流场及辐射特性的影响,以氢氧发动机喉部截面参数为入口条件,采用耦合Realizable k-ε湍流模型的三维N-S方程,考虑尾焰复燃反应影响,利用PISO算法求解得到尾焰流场参数。在此基础上,通过气体辐射传... 为深入研究复燃对氢氧火箭发动机尾焰流场及辐射特性的影响,以氢氧发动机喉部截面参数为入口条件,采用耦合Realizable k-ε湍流模型的三维N-S方程,考虑尾焰复燃反应影响,利用PISO算法求解得到尾焰流场参数。在此基础上,通过气体辐射传输方程和大气透过率计算模型SLG对尾焰辐射特性进行计算,对比复燃反应对尾焰流场及其辐射特性的影响。结果表明,复燃反应对氢氧发动机尾焰流场计算影响较大,使温度场以及燃烧产物的质量分数大幅增加,从而导致尾焰的辐射特性增强,因而在氢氧发动机尾焰流场和辐射计算中,考虑复燃反应是极为必要的。 展开更多
关键词 氢氧火箭发动机 尾焰 复燃反应 红外辐射 数值仿真
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液体火箭发动机尾焰复燃对红外辐射特性的影响 被引量:8
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作者 任泓帆 朱定强 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第6期1227-1233,共7页
为深入研究液体火箭发动机尾焰复燃对红外辐射特性的影响,建立了一个适用于液体火箭尾焰复燃流场和红外辐射特性的计算模型。利用FLUENT软件计算液体火箭尾焰复燃流场,其中复燃反应采用有限速率化学反应模型;采用HITEMP数据库利用逐线... 为深入研究液体火箭发动机尾焰复燃对红外辐射特性的影响,建立了一个适用于液体火箭尾焰复燃流场和红外辐射特性的计算模型。利用FLUENT软件计算液体火箭尾焰复燃流场,其中复燃反应采用有限速率化学反应模型;采用HITEMP数据库利用逐线积分法(LBL)计算尾焰气体的辐射气体参量;采用反向蒙特卡洛法(BMC)求解辐射传输方程,得到尾焰复燃流场的红外辐射特性。结果表明,复燃反应可大幅度改变尾焰流场特性,进而改变尾焰红外辐射特性。相比于冻结流,反应流流场温度和主要辐射气体含量最大增幅分别可达15.4%及47.5%,主要辐射波段内辐射强度最大增幅可达31.5%。随发动机飞行高度增加,复燃反应所引起的红外辐射强度增量随之降低。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 尾焰 复燃反应 有限速率化学反应 红外辐射特性
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多喷管液体火箭动力系统尾焰流场特性研究 被引量:12
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作者 乔野 聂万胜 +1 位作者 丰松江 吴高杨 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期356-363,共8页
为深入研究多喷管液体火箭动力系统尾焰流场特性,以由10台液体火箭发动机组成的多喷管动力系统为模型,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型的N-S方程描述尾焰流动过程,考虑复燃反应的影响,并运用压力的隐式算子分割(PISO)算法进行求解,... 为深入研究多喷管液体火箭动力系统尾焰流场特性,以由10台液体火箭发动机组成的多喷管动力系统为模型,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型的N-S方程描述尾焰流动过程,考虑复燃反应的影响,并运用压力的隐式算子分割(PISO)算法进行求解,实现了以液氢液氧和液氧煤油为推进剂的两种不同发动机尾焰的混合计算,得到了不同飞行高度下火箭动力系统的尾焰流场结构及其参数分布情况。结果表明:随着飞行高度的升高,尾焰的膨胀角度越来越大,尾焰间的相互作用加强。由于复燃反应及尾焰间相互作用影响,尾焰流场会出现局部高温区域,同时火箭底部及喷管周围会出现旋流,旋流会卷吸尾焰高温燃气,从而会对火箭底部进行烧蚀,需要对其采取相应的热防护措施。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 多喷管 复燃反应 尾焰 数值仿真
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Preparation and Flame Retardancy of Polyurethane/POSS Nanocomposites 被引量:3
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作者 薛萌 张献 +3 位作者 吴钊峰 王欢 丁欣 田兴友 《Chinese Journal of Chemical Physics》 SCIE CAS CSCD 2013年第4期445-450,J0002,共7页
Polyurethane/polyhedral oligomeric sisesquioxane (PU/POSS) nanocomposites were syn- thesized via polymerization utilizing the compatibility between POSS nanopartieles and 4J-diphenyl methylene diisocyanate. Scanning... Polyurethane/polyhedral oligomeric sisesquioxane (PU/POSS) nanocomposites were syn- thesized via polymerization utilizing the compatibility between POSS nanopartieles and 4J-diphenyl methylene diisocyanate. Scanning electron microscope images and Fourier transform infrared spectra revealed that POSS nanoparticles were dispersed in PU matrix. Thermal gravimetric analysis was employed to investigate the thermal decomposition be- havior of PU/POSS nanocomposites at elevated temperatures. Then fire performance was evaluated by limiting oxygen index, underwriters laboratories 94 testing and char residue morphology. These results showed that the addition of POSS promoted the formation of char residues which were covered on the surface of polymer composites, leading to the ira-provement of thermal stability and flame retardancy. 展开更多
关键词 POLYURETHANE Polyhedral oligomeric sisesquioxane Flame retardant NANOCOMPOSITE POLYMERIZATION
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高超飞行器喷流干扰流场非平衡效应影响分析 被引量:1
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作者 傅杨奥骁 高铁锁 +3 位作者 丁明松 刘庆宗 江涛 董维中 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第3期102-114,共13页
针对高超声速飞行器绕流与反作用控制系统(RCS)喷流相互干扰过程中高温气体非平衡效应的影响问题,基于高温空气及喷流燃气物理化学模型,通过数值求解三维非平衡雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,开展了典型外形喷流干扰非平衡流场的数... 针对高超声速飞行器绕流与反作用控制系统(RCS)喷流相互干扰过程中高温气体非平衡效应的影响问题,基于高温空气及喷流燃气物理化学模型,通过数值求解三维非平衡雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,开展了典型外形喷流干扰非平衡流场的数值模拟,研究了绕流空气非平衡效应、喷流燃气非平衡效应及其综合的流场高温非平衡效应的影响,分析了不同飞行条件下流场高温气体非平衡效应对流场结构及飞行器气动力热特性影响的变化规律。研究表明:绕流空气非平衡效应在高马赫数下影响显著,表现为减小喷流附加推力、降低干扰区热流峰值,随着马赫数升高,其影响逐渐增大;喷流燃气非平衡效应在不同状态下的影响存在差别,在低空状态下,燃气组分主要发生复燃/复合反应,导致喷流附加推力增大、干扰区热流峰值升高,在高空状态下,燃气组分主要发生离解反应,导致喷流附加推力减小、干扰区热流峰值降低,沿弹道高度升高,喷流燃气的复合反应减弱而离解反应增强;为了更加真实地模拟高超声速飞行器RCS喷流干扰流场特性,有必要全面地考虑流场中的高温气体非平衡效应。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 反作用控制系统(RCS) 喷流干扰 高温气体非平衡效应 复燃反应 离解反应
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