凹腔型亚燃冲压发动机燃烧效率研究

通过开展亚燃冲压发动机直连式试验,研究了不同来流条件、不同余气系数时的燃烧性能.结果表明:燃烧效率受来流温度的影响较小,但随着余气系数增加,燃烧效率降低.总体而言,凹腔型燃烧室具有0.9左右的燃烧效率,初步达到了亚燃冲压发动机的实用化要求.      

超声速/高超声速双拐点喷管设计

为实现直连式试验台、高温风洞等试验设备的多马赫数运行,提出了双拐点喷管设计方法.喷管分2段设计,第1段共用,采用3次B-Spline函数描述喷管轴线马赫数分布.首先采用特征线方法求解Euler方程,得到无黏的理想喷管型面.其次采用参考温度方法求解边界层位移厚度,对无黏壁面进行修正得到实际壁面.共用段喷管出口的平行均匀流作为第2段喷管设计的初值.为验证设计方法的可行性,设计了中间马赫数为3.0,出口马赫数分别为4.0,4.5和5.0的双拐点喷管,并采用雷诺平均的Navier-Stokes方程对设计的喷管流场进行数值模拟.计算结果表明:喷管出口流场均匀,试验菱形区的马赫数误差小于1.2%.该方法提高了喷管设计精度,保证消波干净,为直连式试验台、高温风洞等设备的多个喷管共用一套动力系统提供了基础.      

民航系统开展院校教育成果评估的尝试

民航系统开展院校教育成果评估的尝试王振国（学生处）ｑ一、评估的意义为了对民航院校的办学质量和效益进行客观评价，促进民航院校有效地进行教育改革，不断提高人才质量，使用人单位合理地、科学地使用人才，１９９２年５月至１２月民航总局在民航部分单位进行了院校教...     

高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化关键技术研究

飞行器在高空中作长时间巡航飞行时,对升阻比提出了极高要求,而高超声速乘波飞行器因其具有高升阻比、均匀的下表面流场以及高度一体化性能得到研究者重视,成为未来空间飞行器新的研究热点.简要介绍了高超声速秉波体飞行器机身/发动机一体化国内外研究进展,着重阐述了其关键技术及其研究,主要包括前体/进气道一体化技术、燃烧室构型优化技术和尾喷管/后体一体化技术,并对未来高超声速秉波体飞行器构型的进一步发展提出了设想--采用流线追踪思想,以Busemann进气道和圆形或椭圆形燃烧室作为其推进系统的两大重要组成部分,同时其机身具有膨胀上表面.     

一体化高超声速飞行器气动特性数值仿真

采用二维耦合隐式N-S(Navier-Stokes)方程和标准k-ε湍流模型对具有哈克外形头部的一体化高超声速飞行器在进气道关闭、发动机通流以及发动机点火状态下的升力特性、阻力特性、俯仰力矩特性以及升阻比特性进行了数值模拟,考察了机身头部长细比对其气动性能的影响,结果发现,在第一种定义方式下的飞行器构型气动性能改良程度明显高于第二种定义方式,同时,随着机身头部长细比的增加,一体化高超声速飞行器的气动性能得到明显提高,可以满足飞行器巡航时的气动要求.      

隔离段反压对激波串起始位置的影响

使用商业软件FLUENT对三维矩形截面隔离段流场进行了数值模拟。在来流马赫数2.3条件下,通过改变不同的反压来研究反压对不同长高比等截面隔离段和带扩张角隔离段激波串起始位置的影响。结果表明:隔离段长高比对反压与激波串起始位置之间的关系有非常大的影响,当长高比不是非常大时,激波串起始位置与反压成线性关系,当长高比超过此范围后,线性关系不再成立。     

Bump/前体一体化对高速进气道起动特性的影响研究

基于下颌式进气道将Bump/前体一体化设计方法应用于进气道设计,采用特征线法设计五种不同型面的前体,并采用数值仿真的方法,计算每种Bump/前体一体化进气道的自起动过程。研究表明:加入合适的Bump型面可极大提高进气道起动性能,将横向压力梯度集中在侧板附近的构型使进气道自起动马赫数降低了0.95。Bump/前体一体化对不起动状态下分离区形态进行三维重构,改变了分离区内横向溢流,从而改变了进气道起动能力。另外,通过对进气道起动过程的研究发现,进气道内形成封闭式分离区时,通常在高于设计马赫数时才能起动,进气道设计中应尽量避免这种状态的出现。     

气液同轴直流式喷嘴喷雾及燃烧试验研究

介绍了气液同轴直流式喷嘴的冷流喷雾特性实验研究和热点火燃烧试验工作。冷态实验以空气和水作为模拟工质在亚临界条件下模拟燃气和液氧, 研究了气液喷嘴的雾化特性、流量特性和气液两相的相互影响。用液氧和高温燃气对多个喷注单元组成的喷注器在超临界压力下进行了燃烧试验。通过冷态和热态试验, 确定了 4种喷嘴的性能优劣。      

UDMH／N2O4爆炸冲击波特性研究

研究了ＵＤＭＨ／Ｎ２Ｏ４爆炸冲击波的一般机理和规律，引进了ＴＮＴ等价重量、极限当量两个基本概念，建立了三种爆炸模式，从理论上对爆炸冲击波特性进行了计算，确立了各种冲击波特性参数的分布规律。计算结果与国外有关资料进行了比较，数据基本吻合，并针对１０ｋｇ、５０ｋｇ、１００ｋｇ、３００ｋｇ实验进行了计算和比较。     

液体推进剂运载火箭爆炸热过程特性试验研究

详细描述了液体火箭推进剂（Ｎ２Ｏ４／ＵＤＭＨ）爆炸试验装置及其爆炸热过程特性测量。通过５０ｋｇ、１００ｋｇ、３００ｋｇ三种不同推进剂总质量的爆炸试验，得到了推进剂爆炸火球内部温度场、辐射温度场、辐射热流场和火球直径等热过程特性参数。还分析了热过程特性参数随推进剂总质量、时间和空间位置的变化规律。