采用斜坡凹槽稳焰器强化H2超燃的数值研究

用迎风TVD格式求解三维多组分体系的全N－S方程，化学反应源项采用点隐处理，H2和空气的超燃模型用11组分、23步基地反应模型描述，得到了凹槽燃烧室不同截面组元、当量比、压力、温度等值线和速度场的分.布计算结果表明：凹槽稳焰器的回流区可提供高温自由基，有助于超燃点火；火焰在凹槽内和凹槽后斜坡的尾迹中驻定。结果对定量认识凹槽H2超燃流场、设计高效率和优化结构的一体化凹槽有着重要意义。     

扩张管和燃料部分填充对PDE效能的影响

采用基于有限速率基元化学反应模型的网格自适应有限体积方法,数值模拟以脉冲爆轰发动机为背景的爆轰波通过扩张喷管的流场,研究了喷管形状及喷管充气状况对脉冲爆轰发动机推进性能的影响。结果表明,氢-氧混合物产生爆轰波的等截面爆轰管冲量在某一比例合适的部分填充时达到最大,而对较大扩张角的喷管来说,其冲量一般随喷管内可燃气体填充比例的增加而增加,比冲通常随可燃气体填充比例的减少而增加;合适的喷管和燃料填充系数能使比冲显著提高。     

飞机燃油测量方法研究

针对某机型油箱，利用切片法有效地求解了飞机在任意姿态下的燃油量及姿态误差，并尝试采用三维实体造型技术来进行飞机燃油的测量及误差分析。     

吸热型碳氢燃料催化裂解热沉测定

报道了一套高温下测量吸热型碳氢燃料催化裂解热沉的稳态热导型流动热量计，仪器常数标定结果线性关系良好，符合Tian’s方程，可以正常工作；测定了500℃和600℃下吸热型碳氢燃料RL7及NNJ-150在SAPO-34分子筛催化剂上的催化裂解热沉，并与相同条件下热裂解热沉相比较，结果表明，吸热型碳氢燃料在SAPO-34分子筛催化剂上发生催化裂解能够比热裂解获得更高的热沉，燃料吸热工作温度可降低100℃。     

雾化槽喷嘴初始燃油雾化特性的研究

 <正> 1.试验方法 雾化槽是由槽形挡板和直流式喷嘴组成的一种气动式雾化喷嘴。本文将研究在雾化槽喷嘴下游25mm截面上的初始燃油雾化特性。 利用激光全息测量雾化槽喷嘴的油雾场。为了减小油滴密度过大对激光全息测量的影响,在同一瞬时拍摄油雾场不同空间层次油滴分布的2～3张全息记录干板。激光全息记录系统为同轴光路系统。油雾场再现处理时,直接利用摄象机把再现油滴摄入,并在监视器     

高密度喷气燃料与常规喷气燃料浓度场试验研究

本文利用ＣＯ２红外气体分析仪和取样管对高密度喷燃料和常规喷气燃料在直流喷嘴下游的浓度场分布进行了测量，就气流速度，油压降和下游距离对浓度场分布的影响进行了对比研究。试验结果表明，在相同工况下，常规喷气燃料的最大浓度值比高密度喷气燃料的大；气流速度和油压变化对高密度喷气燃料最大浓度点穿透深度的影响大于对常规喷气燃料的影响。     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

虚拟装配技术在发动机漏油箱设计中的应用

以航空发动机漏油箱的改进设计为例，介绍了利用UG的特征和装配模块展开其成员组件的装配环境设计和修改工作，以便使其能够最大限度满足类似漏油箱一类具有修配性质的结构件的设计安装要求。通过示例可以看出，该设计方法对外部配置变化具有较主动的适应能力，从而能明显减少人工反复时产生的非一致错误。     

氢/空气超音速燃烧自燃规律的实验研究

对平行喷射氢／空气超音速燃烧自燃规律进行了实验研究。主流空气用氢和空气燃烧补氧的方式加热到温度1000～2100K，压力0．8～1．6MPa。发现滞止温度、滞止压力和燃烧室内部构型等都对自燃有影响，特别是滞止温度和内壁构型的影响非常大。研究了四种试验段构型的自燃规律，找到了它们的自燃极限条件。对于光滑内壁构型，当温度接近自燃极限时，发现了有兴趣的现象并作了讨论。     

H2-O2-Cl2混气光化学点火特性

为了研究在H2-O2-Cl2混气中以光化学方式点火的具体物理化学过程，首先建立分析模型，然后根据此模型计算不同爆炸波后压力和温度下的光化学点火过程中温度变化以及各种粒子的浓度变化，最后根据计算结果进行绘图，并深入分析光化学点火过程。分析结果表明，光化学点火方式可以适应高空下的低压状况；在温度达到700K之后，H2-O2链式反应才会启动；光化学点火延迟时间随初始爆炸波后温度和压力的降低而增长。