火焰稳定器烧蚀原因的试验研究

 在冲压发动机调整试验过程中,往往会发生火焰稳定器的烧蚀问题。试验表明,火焰稳定器的烧蚀与燃烧室起动时在其上游不良流线体处出现稳定的不正常挂火有关。本文对于挂火烧蚀的机理进行了简化理论分析,讨论了不良流线体处的挂火是如何发生的,以及挂火能够稳定存在的条件。通过在小型试验设备上的专项试验,观察到了热燃气瞬间逆流和挂火导致火焰稳定器烧蚀的过程,并证实了理论分析的挂火界限。     

马赫数对侧压式高超音速进气道及等直隔离段三维内流场的影响的数值分析

用 N-S方程和 RNG k-ε紊流模型计算了 RBCC用侧压式高超音速进气道三维内流场 ,重点分析了马赫数对流场的影响。从出口截面上气流参数的均匀程度来看 ,Ma3 时比 Ma6时的更均匀 ;从压缩气流的主要部位来看 ,Ma6情况下在支板前肩点之后到喉部截面之前的这个等宽度收敛通道内 ,而 Ma3 时主要是在前肩点之前的收敛通道内 ;从对气流的压缩程度来看 ,Ma6比 Ma3 更大 ;从唇口激波的强度来看 ,Ma6比 Ma3 更强 ;从进气道的流量捕获率来看 ,Ma6比 Ma3 更高 ;高超音速进气道内靠近侧壁以及侧壁和顶板的角区附近是最有可能出现亚音速的区域。     

多模态冲压发动机提高性能的技术途径

为了使高超声速冲压发动机在宽飞行条件下同时具有高比冲、高推力系数、高推重比，在讨论多模态冲压发动机的不同工作模态特性基础上，提出了改进进气道／燃烧室／尾喷管参数协调状态的技术途径。在固定几何的条件下，采用一体化设计内流通道，并巧妙地调节加热规律，使得在不同飞行条件下采用不同的优化工作模态，从而防止进气道出现亚 声速溢流或过度超临界，防止尾喷管产生膨胀过度或不足，防止燃烧室内的过度高温高压，并使冲量增量最大。此外，就国内外在研制过程中曾出现过经验教训及应引起关注的技术创新点进行了讨论。     

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。     

高超声速技术——航天与军事应用的结合点

继ＮＡＳＰ下马之后，吸气式推进的研制一直在走下坡路，然而美国采取降低起点（Ｍ８）并与军事应用相结合的途径使高超声速技术的发展再次走出了低谷，许多迹象表明，现在高超声速技术的发展在世界范围内又重新获得了新生，各国竞相研制超燃冲压发动机，尤其低速推进系统的引射冲压发动机目前在美国已取得很大的技术突破，更使得以火箭为基础的吸气式组合循环发动机（ＲＢＣＣ）增强了在高超声速导弹、飞机及空天飞机上获得应用的现     

航天推进,路在何方?:对国外上航天运输系统研制的新动向的分析

欧空局经过了十多年的系统研究，终于放弃了把Ｓａｎｇｅｒ方案作为未来航天运输系统的基准方案而选用了火箭推进、垂直起飞水平无动力降落的方案作为首选基准方案。     

RBCC组合发动机的方案分析和工作模态

介绍了高超声速推进装置的三种工作模态,总结了高超声速推进装置的优缺点,给出了研究重点.     

双模态超燃燃烧室计算

选择了固定几何流通截面的双模态超燃燃烧室模型,采用气动热力调节的方法（即调节燃料喷射方式和燃烧速率）来实现双模态、宽马赫范围工作。在计算中用一维、定比热容方法分析了相关参数对燃烧室模态转变、性能的影响和隔离段与燃烧室的相互作用。计算结果表明,气动热力调节实现燃烧室内燃烧模态的转变是可行的。