海湾战争与战术导弹动力装置的发展

从海湾战争中战术导弹的重要作用、战后发展高性能战术导弹的趋势出发,讨论了战术导弹用先进动力装置的发展问题。认为:弹用小涡喷(扇)发动机将大幅度提高各项性能;固体发动机将迎接挑战,向着低信号特征、能量可控和低易损性方向迅速发展;冲压发动机将重新崛起。     

冲压发动机进气道和掺混段节流特性数值研究

为了研究冲压发动机进气道和掺混段节流特性及其内部的复杂流动,以同试验进行对比,采用二阶迎风隐式TVD格式,内外流分区求解可压缩N S方程,数值模拟弹体,进气道和掺混段一体化通气模型复杂流场。进气道为"X"型布局二元双楔平面压缩混压式进气道,掺混段为圆形截面。计算了掺混段出口反压比pt pt∞=3 5～5 5,总压恢复系数σ,流量系数φ及流场情况。同风洞试验结果比较表明:计算结果较为合理。通过对计算结果的分析,定性讨论了该冲压发动机的节流特性和掺混段内部复杂流动状况。     

冲压发动机突扩型燃烧室压力振荡问题(综述)

本文综述了近年来在控制冲压发动机突扩型燃烧室高振幅、低频压力振荡方面所取得的最新技术进展.介绍了用于抑制压力振荡的被动和主动控制技术.详细地讨论了燃烧室内声波动特性、剪切层流动不稳定性和热释放过程之间的相互作用以及对高振幅、低频压力振荡的影响,并根据当前在该领域的研究结果提出了几点建议.     

气氢亚燃冲压发动机燃烧室氢和空气增混技术及稳焰方案

定性分析了设计气氢亚燃冲压发动机燃烧室所遇到的两个问题：氢和空气扩散火焰的混合增强和稳焰技术，综合了可用于氢和空气扩散火焰的几种混合增强方案和稳焰方案。     

液氢冲压发动机的计算与分析

本文对使用液氢燃料冲压发动机在大马赫数范围内的工作特性进行了比较详细的计算与分析。结果表明使用氢燃料直到马赫数达6.5,亚燃冲压仍具有相当好的比冲特性,而使用碳氢燃料在马赫数达4.5以后比冲特性迅速下降。文章还从加热比和单位空气比冲出发讨论了发动机的调节特性,并建议采用较简单的有级调节来代替复杂的无级连续调节方法。本文还对等截面超燃冲压发动机的特性进行了计算,结果表明等截面极限加热并非最佳设计。     

双管头部进气旋流-突扩燃烧室冷态流场研究

本文对双管头部进气旋流-突扩燃烧室模型进行了冷态流场试验研究,以探索进气方式(全旋型或部分旋型)、旋流强度(旋流数S或旋流角(?))、旋流室出口扩张角2α、旋流室长径比l/d、内通道相对面积F等参数对燃烧室流场结构的影响规律.结果表明,适当选择燃烧室结构参数可以在燃烧室中形成稳定的中心回流区和头部旋涡回流区.当(?)=45°、α=15°、l/d=1.3、F=0.41时,除了形成旋流室回流区外,在其尾部还形成了一个较大的、切向分速较低的中心回流区,两者“联串”在一起.部分旋的中心回流区长度与相同旋流角全旋进气时的回流区长度几乎相等,但总压损失却降低63.4%.     

冲压发动机超薄壁波纹形件的粘性介质压力成形

粘性介质压力成形是一种采用具有高粘度并且可流动的半固态介质作为软凸模的成形方法。采用试验和数值模拟方法，研究了高温合金超薄壁波纹形件成形过程坯料形状、应变分布、厚度分布的变化和界面摩擦对板料成形的影响，研究结果表明：成形件尺寸精度高、表面质量好、厚度均匀；与钢凸模成形相比较，可以避免局部较小半径曲面之间的严重颈缩；对于具有局部较小半径曲面的复杂形状薄壁件，粘性介质压力成形显示出其优越性。     

计算席壁结构火焰筒壁温的另一种方法

提出了求解计算席壁结构火焰筒壁温的七热流模型的另一种方法，使得该模型的求解不依赖于实验结果，从而可减小因实验误差所产生的计算误差，提高计算精度。结果表明，壁温的轴向分布规律与依赖于实验的求解方法的计算结果基本吻合。     

沙丘火焰稳定器在冲压发动机上的应用研究

沙丘火焰稳定器是一种新型的火焰稳定装置,将它应用于冲压发动机中,尚有许多实际技术问题需要解决.沙丘火焰稳定器在全尺寸冲压发动机上试验结果表明:在发动机点火、稳定燃烧、燃烧效率及流阻损失等方面均优于V型槽火焰稳定器,特别是流阻损失小,可使发动机的临界推力提高,具有很好的应用价值.     

壁龛稳焰超声速燃烧室流场的数值模拟

用FLUENT软件对安装开式壁龛(长深比L/D<10)的超燃冲压发动机燃烧室内的高速可压缩流动进行冷态数值模拟,以方便处理试验结果。控制方程为二维N S方程,湍流模型采用剪切修正的k ω模型。结果证明:在飞行马赫数Ma=4的情况,安装壁龛稳定器可以达到掺混和稳定的目的,而且不会引起很大的总压损失。