期刊文献+
任意字段
题名或关键词
题名
关键词
文摘
作者
第一作者
机构
刊名
分类号
参考文献
作者简介
基金资助
栏目信息
共找到9篇文章
< 1 >
每页显示 20 50 100
已选择0条
导出题录 引用分析
参考文献
引证文献
 统计分析
检索结果
已选文献
显示方式：
火箭基组合循环发动机引射过程准一维分析方法研究 被引量：2
1
作者 陈军 白菡尘 万冰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第8期48-56,共9页
为提高引射分析模型精度,从引射过程的物理机制出发,以速度差异导致的质量交换作为一、二次流掺混过程的控制因素,以一次流动量覆盖整个法向截面时的参数剖面计算引射效果,建立了引射过程分析方法,并采用数值模拟和试验结果对方法进行... 为提高引射分析模型精度,从引射过程的物理机制出发,以速度差异导致的质量交换作为一、二次流掺混过程的控制因素,以一次流动量覆盖整个法向截面时的参数剖面计算引射效果,建立了引射过程分析方法,并采用数值模拟和试验结果对方法进行了验证。结果表明:一、二次流掺混过程的计算模型能反映法向截面上参数的变化趋势;当一次流处于过膨胀状态和轻度欠膨胀状态时,本方法计算的引射系数偏差在4.56%以内;当一次流处于严重欠膨胀状态时,在利用特征线法对截面静压进行校正以后,偏差在6%以内;以上精度均优于传统的Fabri模型。本方法还能准确地获得引射系统的临界背压,因此更适用于RBCC发动机这种有背压的应用场景。 展开更多
关键词 火箭基组合循坏发动机 引射流动 准一维方法 验证 引射比 临界背压
原文传递
双模态冲压发动机:从宽域性能优化到模态设计
2
作者 陈军 白菡尘 +1 位作者 万冰 黎崎 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第11期84-105,共22页
航班化航天运输系统的飞行包络宽、飞行任务复杂,要求其冲压发动机具有宽域、高效、推力可调节的运行能力,通过系统级性能优化实现宽域高性能,是双模态冲压发动机研究需要攻克的关键难题。本文回顾了双模态冲压发动机概念提出的背景与... 航班化航天运输系统的飞行包络宽、飞行任务复杂,要求其冲压发动机具有宽域、高效、推力可调节的运行能力,通过系统级性能优化实现宽域高性能,是双模态冲压发动机研究需要攻克的关键难题。本文回顾了双模态冲压发动机概念提出的背景与初衷、双模态运行机制认知以及双模态冲压发动机性能优化的探索历程,探讨了热力循环分析与宽域性能优化的关系,建议以实现飞行任务为目标,对双模态冲压发动机的运行模态进行设计,探索“基于设计”的宽域模态控制和受控模态转换技术。根据近年来发展的双模态冲压发动机等效热力过程理论,揭示了宽域性能优化若干条件,提出一个便于实现“受控模态转换”的多设计点固定几何燃烧室宽域运行方案设想。为实现宽域模态控制和受控模态转换技术,未来需建立两大能力,一是基于任务约束定量解决进发匹配以及飞发匹配矛盾、建立飞发一体化的“即时按需设计”能力,二是发展受控燃烧组织技术、建立燃烧系统“即时按需设计”的能力。 展开更多
关键词 双模态冲压发动机 性能优化 宽域运行 模态设计 燃烧组织
原文传递
稳态引射过程自维持临界截面研究 被引量：3
3
作者 陈军 白菡尘 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第5期69-78,共10页
为了进一步完善引射理论,从引射系统性能受背压影响的规律出发,提出了引射过程自维持临界截面的概念,以之来定义一次流动量抵达壁面或者边界层的流场法向截面,并利用背压影响的数值模拟结果给予了证实。在此基础上,将控制引射流量的机... 为了进一步完善引射理论,从引射系统性能受背压影响的规律出发,提出了引射过程自维持临界截面的概念,以之来定义一次流动量抵达壁面或者边界层的流场法向截面,并利用背压影响的数值模拟结果给予了证实。在此基础上,将控制引射流量的机制划分为第一临界机制、第三临界机制、背压影响机制和自维持临界截面控制机制,自维持临界截面控制机制下拥有最大的引射比。当扰动区域及其影响区域仅处于自维持截面的下游时,引射比不会发生变化;当扰动及其影响区域处于自维持截面的上游时,引射过程受到影响,引射比发生变化。 展开更多
关键词 引射器 自维持 临界截面 流量控制机制 引射比
原文传递
RBCC引射模态气流抵抗反压能力受掺混程度影响研究 被引量：2
4
作者 陈军 白菡尘 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第4期32-40,共9页
为了获得气流的掺混效果与引射过程总体性能的关系,研究了轴对称引射流场中圆形和环形喷管的掺混程度及其对引射比和气流抵抗反压能力的影响。以一次流动量覆盖整个横截面位置为分界截面,将引射流场中的掺混分为上游掺混和下游掺混两个... 为了获得气流的掺混效果与引射过程总体性能的关系,研究了轴对称引射流场中圆形和环形喷管的掺混程度及其对引射比和气流抵抗反压能力的影响。以一次流动量覆盖整个横截面位置为分界截面,将引射流场中的掺混分为上游掺混和下游掺混两个过程。研究表明,气流的引射效果以及抵抗反压能力几乎不受下游掺混过程掺混程度影响,而是由分界截面的掺混程度决定。上游掺混过程决定了分界截面的掺混程度,对引射过程的引射比以及抵抗反压能力有明显影响,分界截面位置的掺混程度越高,被引射的二次流流量越大,抵抗反压能力越弱。对于RBCC发动机引射模态,引射比和抵抗反压能力指标相互矛盾,不应以引射比为唯一目标。 展开更多
关键词 火箭基组合循环发动机 引射 掺混 二次流 引射比 反压
原文传递
燃烧加热类高超声速高温风洞流场校测与评估 被引量：1
5
作者 伍军 李向东 +2 位作者 蒲旭阳 毛雄兵 青龙 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第10期363-369,共7页
为建立统一的燃烧加热类高超声速高温风洞流场品质评价标准,针对国内6座不同喷管出口直径的典型燃烧加热类高超声速高温风洞,从统一的皮托压探针、总温探针和流场校测排架设计出发,分别研制了流场校测装置,完成了典型试验状态的流场校... 为建立统一的燃烧加热类高超声速高温风洞流场品质评价标准,针对国内6座不同喷管出口直径的典型燃烧加热类高超声速高温风洞,从统一的皮托压探针、总温探针和流场校测排架设计出发,分别研制了流场校测装置,完成了典型试验状态的流场校测试验。根据相同的数据处理和分析方法得到了相关风洞喷管出口截面的速度场、温度场及均匀区信息。在马赫数4.5~6.0试验状态下,6座风洞速度场均匀区直径分别对应喷管出口直径的73.3%,76.5%,75.0%,80.0%,74.7%,83.3%。相应均匀区内马赫数标准偏差与平均马赫数的比值均小于2%,总温标准偏差与平均总温的比值均小于5%。各风洞的流场校测结果,体现了国内同类型风洞流场品质水平,可以作为当前燃烧加热类高超声速高温风洞流场品质评价的参考。 展开更多
关键词 高超声速 高温 风洞 流场校测 均匀区
原文传递
氢氧燃烧加热器点火试验和数值仿真研究
6
作者 方昕昕 伍军 +7 位作者 康忠涛 王振锋 翟小飞 李宏斌 黄可武 王世茂 刘龙 代雄 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第9期377-383,共7页
点火试验和数值仿真研究了氢氧燃烧加热器,对比了二组元和三组元两种不同构型的加热器性能。试验结果表明:二组元和三组元燃烧加热器均实现了“自点火”,相较于三组元燃烧加热器,二组元燃烧加热器点火延迟时间减小约17.0%。试验中二组... 点火试验和数值仿真研究了氢氧燃烧加热器,对比了二组元和三组元两种不同构型的加热器性能。试验结果表明:二组元和三组元燃烧加热器均实现了“自点火”,相较于三组元燃烧加热器,二组元燃烧加热器点火延迟时间减小约17.0%。试验中二组元和三组元燃烧加热器分别稳定燃烧190 ms和189 ms,没有出现不稳定燃烧。试验和数值仿真得到的高温点火区分布类似,三组元加热器高温点火区更集中于氢气喷孔之后,二组元加热器高温点火区呈现V形。从试验喷嘴图像可见,相较于二组元燃烧加热器,三组元燃烧加热器在喷嘴出口处烧蚀的面积更大,烧蚀部位的温度更高,与数值仿真结果一致。 展开更多
关键词 燃烧加热器 氢气 喷注结构 点火试验 火焰形状
原文传递
双垂直楔交叉激波与转捩边界层干扰
7
作者 易淼荣 张若凌 +3 位作者 岳茂雄 李莉 任虎 赵慧勇 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期17-28,共12页
针对超声速双垂直楔构型产生的交叉激波与转捩边界层干扰现象,结合风洞试验与数值模拟进行了深入研究。试验在中国空气动力研究与发展中心Φ600 mm脉冲燃烧风洞中开展,来流马赫数3.0,单位雷诺数2.1×10^(6)m^(-1),获得了流场纹影、... 针对超声速双垂直楔构型产生的交叉激波与转捩边界层干扰现象,结合风洞试验与数值模拟进行了深入研究。试验在中国空气动力研究与发展中心Φ600 mm脉冲燃烧风洞中开展,来流马赫数3.0,单位雷诺数2.1×10^(6)m^(-1),获得了流场纹影、壁面压力和壁面热流。结果表明:受交叉激波逆压梯度作用,层流边界层在激波交汇附近分离,并在干扰区迅速转捩;在上游安装斜坡型涡流发生器或粗糙带,诱导边界层在干扰前转捩为湍流,分离区被有效抑制,干扰区热流明显下降(热流峰值下降超过25%)。数值模拟和风洞试验得到的激波结构、壁面压力吻合良好,但壁面热流计算值明显大于试验值。对比转捩模型和湍流模型计算结果发现:明显偏高的湍流黏性系数是RANS方法在非分离区过高预测干扰区热流的主要原因。 展开更多
关键词 交叉激波 激波边界层干扰 湍流 转捩
下载PDF
基于等效热力过程的宽域冲压全流道性能设计方法 被引量：1
8
作者 万冰 陈军 白菡尘 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期157-171,共15页
为了开展宽域冲压发动机的全流道设计工作,将双模态冲压发动机等效热力过程分析方法拓展到全流道设计,建立了基于等效热力过程的宽域冲压全流道性能设计方法。将该方法应用于带几何可调进气道的宽域冲压发动机全流道方案设计,分析了进... 为了开展宽域冲压发动机的全流道设计工作,将双模态冲压发动机等效热力过程分析方法拓展到全流道设计,建立了基于等效热力过程的宽域冲压全流道性能设计方法。将该方法应用于带几何可调进气道的宽域冲压发动机全流道方案设计,分析了进气道调节、燃烧室尺寸对发动机性能潜力的影响。研究结果表明:马赫数2.0~3.5范围,在比冲和流量2个因素之间,流量对发动机推力性能影响更大,所以在低速段应尽力增大进气道流量;与第2级转折角相比,第2级折转角对比冲和推力的影响权重更大,采用较小的2级折转角有利于提高性能;获得最优推力和比冲性能需要不同的进气道方案。在所研究的马赫数范围,燃烧室需用面积相差很大,飞行马赫数越低、需用面积越大。若以低马赫数的高推力要求为设计依据,需要付出横向尺寸的代价,意味着阻力和重量的增大;若以高马赫数的高推力要求为选择依据,需要在低马赫数时付出推力性能的代价,意味着加速时间和耗油量的增大。本文发展的方法可以快速筛选获得最优推力性能或比冲性能的全流道方案,为宽域高性能冲压发动机的全流道性能初步设计提供有力支撑。 展开更多
关键词 等效热力过程 宽域冲压 几何可调进气道 全流道设计方法 参数化分析 性能潜力
原文传递
支板式RBCC零速与非零速条件引射特性分析
9
作者 万冰 陈军 白菡尘 《火箭推进》 CAS 2022年第6期74-84,共11页
为获得来流速度条件对RBCC发动机引射特性的影响,采用数值模拟方法研究了支板式RBCC构型在亚声速范围的引射流场特性。结果表明:有/无速度条件的引射过程均存在两个阶段,即反压影响阶段和自维持阶段,在自维持阶段,内流道存在全为超声速... 为获得来流速度条件对RBCC发动机引射特性的影响,采用数值模拟方法研究了支板式RBCC构型在亚声速范围的引射流场特性。结果表明:有/无速度条件的引射过程均存在两个阶段,即反压影响阶段和自维持阶段,在自维持阶段,内流道存在全为超声速的截面,环境压力不会对二次流流量产生影响;当处于反压影响阶段,由于环境压力不同,不同速度条件的内流场存在差异,二次流流量也存在差别,随马赫数增加,RBCC所引射的空气流量增加;当处于自维持阶段时,不同速度条件的内流场十分相似,二次流流量也基本相同,说明二次流总温、总压相同时,马赫数对引射过程没有影响,有速度条件的引射过程可以等效为相同总温、总压的零速引射过程,这为有速度条件的二次流流量评估以及试验来流参数配置提供了便利。 展开更多
关键词 RBCC 引射 流场演化 速度条件 流量控制机制
下载PDF
已选择0条
导出题录 引用分析
参考文献
引证文献
 统计分析
检索结果
已选文献
上一页 1 下一页 到第 页
使用帮助 返回顶部