变几何超燃冲压发动机优化设计研究

构建了包括前体/进气道、燃烧室、尾喷管/后体的全流道超燃冲压发动机性能计算程序和优化设计平台,对性能计算程序的适用性进行了验证.进行了氢燃料变几何燃烧室的全流道超燃冲压发动机优化设计.设计结果表明,变几何燃烧室超燃冲压发动机性能得到提高.     

大速差射流装置对固体粉末冲压发动机燃烧性能的影响分析

采用颗粒轨道模型对固体粉末冲压发动机的两相流场进行了三维数值模拟,研究了大速差射流稳燃装置对发动机掺混燃烧性能的影响.计算结果表明,大速差射流稳燃装置提高了粉末燃料与空气的掺混程度,同时增大了粉末燃料在发动机中的停留时间,大幅度提高了粉末冲压发动机的燃烧效率,发动机燃烧效率达到89.3%.     

超声速气流中稳焰凹腔吹熄极限分析与建模

吹熄极限的研究对于超燃冲压发动机燃烧室中稳焰凹腔和燃料喷注方案的设计具有重要学术意义和工程应用价值．针对凹腔上游喷注燃料的火焰稳定过程进行了研究,从理论上分析了超声速气流中凹腔稳定燃烧的贫燃与富燃吹熄机制,基于剪切层稳燃模式,进一步考虑流场的三维结构,并结合横向射流穿透与混合模型,在有效当量比的计算、凹腔的卷吸过程以及燃料射流与凹腔剪切层／回流区的质量交换等方面改进了已有模型,重新定义了与吹熄过程密切相关的Damokhler数和有效当量比,并以两者关系为准则建立了描述富燃和贫燃吹熄极限的数学模型,进而通过实验数据验证了模型的有效性．     

局部热载荷诱导热障涂层界面分层断裂问题

以激光辐照对热障涂层面层进行局部加热, 模拟超燃冲压发动机燃烧室热障涂层服役的高热流、高温度梯度载荷环境, 研究热障涂层的可能破坏模式. 首先给出了YAG 激光局部加热试验方法、过程和界面破坏的典型形貌; 然后, 基于理论分析与有限元模型化研究, 计算了表面局部受热时热障涂层体系的温度场、变形场和应力场, 分析了热障涂层破坏的力学机制. 研究结果表明, 在这种局部迅速加热的载荷条件下, 热障涂层将由于陶瓷层-粘接层的界面分层断裂而失效. 参数化模型研究发现热障涂层体系的关键结构参量、性能匹配对界面分层断裂驱动力具有显著影响且存在优化区间.     

大型液体运载火箭POGO动力学模型研究

本文基于键合图理论的建模思想提出新的液体火箭跷振（POGO）稳定性分析状态变量模型,该模型的系数矩阵线性且非奇异,与以往模型相比更有利于实现模块化建模和时域仿真分析.在此基础上通过模型研究给出补燃发动机燃气系统的动力学模型,使该分析模型可以对采用补燃循环发动机的火箭进行POGO稳定性分析,是对目前POGO理论分析模型的一个重要完善.     

可调冲压喷管变流量固冲发动机工作特性分析

不可调固冲发动机在飞行中常处于非设计工作点,为改善该类发动机工作性能,目前多采用燃气流量调节的方法。若同时调节冲压喷管,则可大幅改善固冲发动机的适应性。本文基于一维气动理论,建立了可调冲压喷管变流量固冲发动机的数学模型,计算得到了其工作特性。分析表明：与不可调固;中发动机、燃气流量可调固冲发动机相比,可调冲压喷管变流量固冲发动机具有工作域大、阻力低、溢流少、进气道总压损失少以及比冲高等优势。     

多孔介质发动机压燃着火的数值研究

多孔介质发动机能够实现发动机内的均质和稳定燃烧．为加深对多孔介质发动机特性的了解,用改进的KIVA-3V对一种形式的多孔介质发动机燃用气体燃料的工作过程进行了模拟,并讨论了多孔介质初始温度和多孔介质结构及燃料喷射时刻对多孔介质发动机实现压燃着火的影响．针对Zhdanok等人的甲烷预．空气预混合气过滤燃烧的实验,用改进的KIVA-3V进行了数值计算以检验模型的合理性,燃烧波的计算结果与实验结果吻合得很好．计算结果表明在压缩比一定时,多孔介质初始温度是决定多孔介质发动机能否压燃着火的重要因素;改变多孔介质的结构会影响多孔介质内气固两相的换热和多孔介质的弥散作用,多孔介质孔隙大小是影响多孔介质发动机压燃着火的主要因素;在上止点附近起喷燃料不能实现多孔介质发动机的压燃着火．     

快速压缩机中激波反射起爆过程数值模拟

对在快速压缩机上使用高速摄影观察到一种由激波反射引起的超级爆震起爆机理进行了数值模拟研究.高速摄影获得的图像显示起爆发生在燃烧室近壁面处.通过建立与试验结果对应的物理模型,使用CFD软件数值模拟了激波发展过程,研究了激波与燃烧室壁面的交互作用,解析了激波反射引发爆震燃烧的过程.结果表明,激波在圆形燃烧室传播过程中会在近壁面区域发生马赫反射,三波点滑移线与壁面之间形成高温区,高温区中热点自燃发生局部热爆炸形成的激波与反应面耦合最终发展为爆轰.     

CNG-柴油双燃料发动机排放特性研究

论述了CNG-柴油双燃料供给系统,该系统可以有效地降低发动机的碳烟的排放.通过试验给出了CO、CH、NOx、碳烟随有效功率的变化规律,并从四种有害排放物的生成机理上分析了产生的原因.通过试验比较了在不同负荷下燃用CNG-柴油与纯柴油的排放,分析了燃用CNG-柴油双燃料降低碳烟的原因.根据改造后的CNG-柴油双燃料发动机的排放物的变化规律,合理调整使用参数和组织燃烧过程,将三元或四元催化转换器应用于此双燃料发动机上可望获得良好的排放效果.     

爆轰推进概念与机理研究—新型发动机研究的热点

本文首先概述了爆轰现象,爆轰气动物理,爆轰推进概念和爆轰推进研究进展。然后重点介绍了目前在研究中的主要爆轰推进概念,如脉冲爆轰发动机,斜爆轰推进,冲压加速器,并从热效率和比冲的角度把脉冲爆轰发动机和传统的喷气推进发动机作了比较。最后探讨了爆轰推进研究的问题与方向。     

变推力液体火箭发动机综述

随着人类探索太空活动的逐年增加,发展变推力推进技术的重要性愈发明显.本文综述了变推力火箭发动机国内外的发展现状与趋势,分解了发展变推力火箭发动机的关键技术,最后提出适合我国国情的变推力液体火箭发动机技术的发展设想.     

头部厚度分布对飞翼布局失速特性影响研究

跨音速条件下,大后掠飞翼布局翼身厚度分布影响激波/前缘涡干扰,进一步影响全机的失速特性.本文采用数值模拟方法,研究了跨音速时头部翼身厚度分布对小展弦比飞翼布局失速特性的影响规律及其对失速迎角附近激波/前缘涡干扰特性的影响.研究结果表明,减小机身头部厚度,将使机身背风侧第一道激波位置后移,激波/前缘涡干扰减弱,涡破裂点位置后移.将座舱位置后移10%机身长度,可使背风侧第一道激波位置后移到后缘附近,前缘涡破裂迎角增大4°左右,使全机失速迎角和可用升力系数增大,显著改善失速特性和俯仰力矩上仰特性.同时,将机头座舱位置后移,有利于减小全机的航向静不稳定裕度,提高航向静稳定性.该研究为大后掠飞翼布局气动布局设计和流动机理分析提供基础.     

超燃冲压发动机燃烧室内湍流燃烧流场的数值模拟研究

应用经显式可压缩修正的SST湍流模型,对超燃冲压发动机燃烧室流场进行了三维数值模拟,并与实验结果进行了对比.通过对燃烧室流场数值模拟结果的分析给出了湍流燃烧流场的特征.为了定量分析超声速流动条件下湍流燃烧的作用特点,基于湍流燃烧理论与湍流燃烧的数值模拟结果,通过对控制无量纲参数在流场中变化的研究发现：超声速燃烧发生的区域为充分发展的湍流区;在喷口附近湍流和燃烧的作用最强烈;超声速燃烧流动中,湍流引起的火焰非定常效应和局部火焰熄灭现象均可忽略,定常火焰面的近似假设是成立的.     

几种超声速横向射流方案混合特性的数值研究

本文首先发展了AUSMDV格式结合k-ωSST湍流模型的数值模拟方法,利用三维圆孔垂直喷氢实验算例验证了数值方法的可靠性.在确定质量加权平均总压和混合效率作为喷射方案性能评价标准的基础上,基于所发展的数值方法研究了不同喷射方案的混合特性.研究发现：超声速横向射流的近场混合主要由对流输运控制,而远场混合主要由质量扩散控制;圆孔喷射与狭缝喷射造成的总压损失相当,但圆孔喷射的三维绕流特性可使其导致更高的混合效率;圆孔喷射时,喷射角的变化主要影响射流近场的混合程度,喷射角120°为最优的喷射角喷孔间距与喷孔直径的比值增大时,可导致更高的混合效率,但也可相应带来总压损失的大幅增加;采用缩小喷孔面积而保证燃料质量流量不变的方法设计二级喷射方案时,其所引起的总压损失相比于单级喷射的增幅较小,而导致的混合效率增幅较大,因此二级喷射的混合性能优于单级喷射.本文的研究成果可为超燃冲压发动机燃烧室内燃料的喷射方案设计提供依据.     

激波与可燃粉尘界面的相互作用

对足够强的激波以0°角与气体-可燃颗粒悬浮流界面正碰撞时和以90°角扫过气体-可燃颗粒界面时所诱发的带化学反应的两相流动进行了实验研究和数值模拟,其结果基本揭示了激波与可燃粉尘界面相互作用的发生和发展过程.计算结果与可测实验结果符合较好.     

基于纳米粒子的超声速流动成像

由于超声速流动受到可压缩性、激波、不稳定性以及湍流等因素的影响, 现有流动显示与成像技术在流场结构的高时空分辨率和高信噪比测量中存在一定的问题. 为此, 本文提出了基于纳米粒子的平面激光散射技术（NPLS）, 该技术以纳米粒子作为示踪粒子, 以脉冲平面激光作为光源, 通过CCD记录流场中的粒子图像实现超声速流动的高分辨率成像. 根据多相流体动力学理论和斜激波校准实验研究了纳米粒子在超声速流动中的跟随性问题. 根据光散射理论深入分析了影响纳米粒子散射光强的各种因素. 理论和实验研究结果表明, 纳米粒子的动力学行为和光散射特性大大提高了NPLS技术的时空分辨率和信噪比, 能够再现激波、膨胀波、马赫盘、边界层、滑移线和混合层共存的精细流场结构.     

嫦娥三号探测器7500N变推力发动机研制

为实现空间飞行器轨道机动、交会对接、星际软着陆等任务,采用具有大范围推力调节能力的变推力液体火箭发动机是比较理想的方案.嫦娥三号探测器采用的7500 N变推力发动机,为我国首台大范围变推力发动机,可按照飞行器的控制指令,准确、快速、无级地改变推力,来实现探测器的中途修正、近月制动及月面软着陆任务.介绍了7500 N变推力发动机的研制情况,包括发动机技术方案、关键技术攻关以及试验验证情况,试验验证和飞行情况表明,发动机设计合理、性能先进、工作可靠.     

扫气式预燃室射流点火燃烧特性的实验研究

低碳燃烧概念的出现使得内燃机节能减排势在必行.废气再循环稀释燃烧作为一种提高热效率、降低排放的技术手段,有很大的应用价值.本文针对废气稀释下燃烧不稳定问题,提出一种扫气式TJI装置.基于可视化定容燃烧弹研究了火花塞点火SI、被动式TJI和扫气式TJI在不同CO2浓度下的射流及火焰发展过程.研究发现TJI能够形成较强的湍流燃烧,相较于SI有更快的燃烧速率.随着二氧化碳浓度的升高,火焰传播速度下降. TJI的射流出现时刻大幅推迟、射流强度逐渐降低,主燃室燃烧速率下降.通过对预燃室进行主动扫气可以改善预燃室内混合气状态,使得预燃室混合气在点火后燃烧速度加快,且射流强度不受二氧化碳浓度的影响,从而加快主燃室内的燃烧,拓展二氧化碳掺混极限.预燃室内当量比为1时射流强度最大.扫气模式下,二次扫气能更彻底地改善预燃室内混合气状态.相较于一次扫气更能提高射流强度,从而加快主燃室内燃烧.采用二次扫气策略可以提升主燃室稳定燃烧二氧化碳浓度极限至30%.     

激波加热器在供热管网系统中的应用

激波加热器是一种新型汽水换热装置.该设备已在实际中使用并取得良好节能效果.本篇文章介绍激波加热器的工作原理、工作过程、特性及激波加热器在供暖系统中节能效果,同时指出本装置自动控制系统所控制的过程.     

2003年10月两次特大太阳风暴的预报试验

针对2003年10月28日和29日的两次特大太阳风暴(激波)事件, 提出一种把空间天气形势分析—“望诊”与定量预报—“切脉”相结合的二步法, 进行预报试验. 第一步, “望诊”, 太阳源表面磁场分布、行星际闪烁观测资料和ACE卫星观测的联合分析表明, 源表面的大尺度磁位形造成了激波相对于爆发源法向非对称传播, 地球处在接近激波传播最快、能量最大的方向上; 这两次激波是高速抛射事件, 强磁场、高温的日冕物质快速膨胀以及高速的背景太阳风都有利于激波的快速传播. 第二步, “切脉”, 采用新建立的快激波渡越时间的从属函数mT于ISF方法中, 对其渡越时间和引起的地磁扰动进行了预报试验. 预报试验结果是: 两次激波事件磁扰开始时间的预报值与观测值相比较, 相对误差分别为1.8%和6.7%; 磁扰幅度ΣKp指数的预报相对误差分别为4.1%和3.1%; 此外, 比较二步法与国际流行的五种统计或数值预报方法, 结果表明, 二步法有利于改善预测太阳风暴到达时间及其引起的地磁扰动幅度大小的能力. 工作表明, 深入研究激波传播的物理特性, 对于提高预报精度是极为重要的.