水冲压发动机燃烧稳定性数值研究
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篇1：水冲压发动机燃烧稳定性数值研究
水冲压发动机燃烧稳定性数值研究
建立了水冲压发动机燃烧稳定性计算模型,对一次进水水冲压发动机燃烧室内流场进行数值模拟.研究了燃烧室长度、水燃比、液滴直径等因素对水冲压发动机燃烧稳定性的影响.研究表明,适当增加燃烧室长度、采用多次进水以减小局部水燃比并选取适当的雾化器,有利于水冲压发动机的稳定燃烧.
作 者：韩超 夏智勋 胡建新 Han Chao Xia Zhixun Hu Jianxin 作者单位：国防科技大学航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073 刊 名：火箭推进 英文刊名：JOURNAL OF ROCKET PROPULSION 年，卷(期)： 34(6) 分类号：V433.9 关键词：水冲压发动机 燃烧不稳定 数值模拟篇2：固体燃料冲压发动机稳定燃烧机理研究
固体燃料冲压发动机稳定燃烧机理研究
利用三维有限体积TVD格式求解N-S/Euler方程组数值模拟固体燃料冲压发动机(SFRJ)突扩燃烧室、补燃室和喷管的统一内流场，研究了从亚声速、跨声速到超声速的整个工作过程，定量计算了发动机内流参数分布，初步揭示了SFRJ内复杂而稳定的'工作机理，对于进一步研究该类发动机的流量及工作特性有重要意义。
作 者：Chen Jun 陈军 武晓松 丘光申 作者单位：Chen Jun(Nanjing University of Science Technology)陈军,武晓松,丘光申(南京理工大学)
刊 名：兵工学报 ISTIC EI PKU英文刊名：ACTA ARMAMENTARII 年，卷(期)： 22(1) 分类号：V235.211 关键词：冲压发动机 固体燃料冲压发动机 数值模拟 TVD格式篇3：超声速燃烧冲压发动机进气道起动性能研究
超声速燃烧冲压发动机进气道起动性能研究
采用等激波强度设计方法,并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道进行了初步设计,比较分析了几种方案进气道的设计点和非设计点性能,研究表明,在低飞行马赫数(Ma)下,唇口带有斜楔的前体/进气道起动性能和总压恢复优于唇口平直的,在高飞行Ma下,唇口平直的前体/进气道冲压比高、外罩阻力小,而唇口带有斜楔的.前体/进气道总压恢复系数高,外罩阻力相对较大.针对超声速燃烧冲压发动机燃烧室和进气道间非定常干扰的问题,计算研究了飞行Ma=4,6下,燃烧室压力升高对进气道/隔离段流场和起动性能的影响,结果表明,在低飞行Ma条件下,燃烧引起的压力扰动容易往上游传播,甚至引起进气道不起动;随着飞行Ma的增大,隔离段的抗扰动能力是增强的;当进气道进入不起动后,进气道的捕获流量和总压恢复系数急剧下降,高飞行Ma时的捕获流量的下降幅度比低飞行Ma时大.
作 者：宋文艳 马晓锋 刘伟雄 贺伟 Song Wenyan Ma Xiaofeng Liu Weixiong He Wei 作者单位：西北工业大学动力与能源学院,西安710072 刊 名：中国空间科学技术 ISTIC PKU英文刊名：CHINESE SPACE SCIENCE AND TECHNOLOGY 年，卷(期)： 26(6) 分类号：V4 关键词：进气道起动 气动设计 超音速冲压喷气发动机 航天器 研究篇4：三组元发动机燃烧稳定性试验
三组元发动机燃烧稳定性试验
设计了气氢/液氧/煤油三组元双工况模型发动机,对不同燃烧室压力、燃料比例、喷注器的结构、燃烧室长度、混合比条件下的高频燃烧稳定性进行了试验.试验中观察到低频和高频自激燃烧不稳定,有限的试验表明,较大的缩进比和较小的旋流数有利于燃烧稳定.提高燃料中氢气的比例＞10%时,有利于燃烧稳定;但氢气对烃氧燃烧稳定性的提高不是绝对的',氢气在燃料中的比例达39%时,燃烧室内仍存在压力为0.13MPa的压力脉动.
作 者：黄玉辉 王振国 周进 作者单位：黄玉辉(第二炮兵,第四研究所,北京,100085)王振国,周进(国防科技大学,航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073)
刊 名：推进技术 ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY 年，卷(期)： 24(1) 分类号：V231.2 关键词：液体推进剂火箭发动机 燃烧稳定性 三元推进剂 燃烧试验篇5：直升机用新型发动机燃烧性能的数值研究
直升机用新型发动机燃烧性能的数值研究
针对液态辛烷/空气两相混合物燃烧波在一维封闭空间内传播的爆燃向爆震转变(DDT)问题,运用化学反应流动基本理论、颗粒轨道模型和两步反应模型,在拉格朗日质量坐标系中建立了对该现象的数学表达,并开发了数值模拟程序CTPD,其中气体动力学方程采用显式Sγα,β差分格式,化学反应项使用二阶精度的Adams方法.通过数值模拟研究了液态燃料爆震波的基本特性,以及点火能量及初始温度对于爆震波结构与发展的影响作用.研究发现,点火能量及初始温度的提高显著促进了爆震的转变,爆震强度随着点火能量的提高而增大,随着初始温度的'提高而减小.研究中计算结果与实验波形符合良好,说明本文为包括DDT现象在内的脉冲爆震发动机工作过程提供了一种可行的计算方法.
作 者：鲁伟 蒋建军 王安平LU Wei JIANG Jian-jun WANG An-ping 作者单位：鲁伟,LU Wei(兵器集团西安第二一二研究所,西安,710068)蒋建军,JIANG Jian-jun(陆航驻西安地区军事代表室,西安,710077)
王安平,WANG An-ping(陆航驻景德镇地区军事代表室,景德镇,333001)
刊 名：直升机技术 英文刊名：HELICPTER TECHNIQUE 年，卷(期)： “”(2) 分类号：V231.22 关键词：混合物 爆震波 数值模拟 点火能量篇6：双模态冲压发动机燃烧室流场数值模拟研究
双模态冲压发动机燃烧室流场数值模拟研究
在三维、粘性、湍流及有化学反应的`Navier-Stokes方程基础上,通过有限化学反应速率/涡扩散模型模化湍流燃烧,对以H2为燃料的双模态冲压发动机燃烧室流场进行了研究,分析了空燃比、燃料入射角、飞行马赫数对燃烧室工作模态的影响,并分析了燃烧室隔离段的作用.
作 者：武渊 田维平乐发仁 余贞勇 作者单位：中国航天科技集团公司四院四十一所,西安,710025 刊 名：固体火箭技术 ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF SOLID ROCKET TECHNOLOGY 年，卷(期)： 26(4) 分类号：V430 关键词：超音速燃烧 双模态冲压发动机+ 流场模拟 纳维尔-斯托克斯方程篇7：固液火箭冲压发动机研究*
固液火箭冲压发动机研究*
为了研究适应较大空域稳定工作的冲压发动机,选定固液火箭冲压发动机为研究对象.确立了发动机的理论计算方法,优化了发动机的.设计,并在试车台架上模拟大范围的飞行工况进行了试验考核,较好地验证了理论的正确性.固液火箭冲压发动机有其独特的性能,根据不同需求调整液体燃料与固体推进剂的比例,可达到最优组合,具有广阔的应用前景.
作 者：吕希诚 王南 作者单位：航天机电集团公司31所,北京,100074 刊 名：推进技术 ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY 年，卷(期)：2001 22(6) 分类号：V236 关键词：火箭冲压发动机 复合冲压喷气发动机 方案研究 性能分析 研制试验【水冲压发动机燃烧稳定性数值研究】相关文章：
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