小型二冲程航空发动机燃烧循环变动研究

利用峰值压力、最大压力上升率、燃烧百分率以及它们各自所对应的曲轴转角和相空间重构投影法评价小型二冲程航空发动机的燃烧循环变动.通过比较,认为燃烧百分率所对应的曲轴转角能更好地表征发动机的燃烧循环变动.针对发动机在中速和不同负荷条件下的燃烧循环变动分析,结果表明随负荷的加大,缸内燃烧的循环变动会变小,认为是负荷加大,气体...     

侧边-突扩固体燃料冲压发动机燃烧室的评述

固体燃料冲压发动机不仅能达到接近液体燃料冲压发动机的性能水平,而且有比它更简易的优点.图1可见,与中心-突扩固体燃料冲压发动机的燃烧室结构相比较,侧边-突扩方案具有改善推进剂/燃料装填的特点.在本研究中,对180°周向相对的二个进气道(两者分别具有60°和90°的突扩角)进行了     

缩尺超燃冲压发动机的初始试验

缩尺超燃冲压发动机的初始试验给出了日本国家航空航天实验室缩尺超燃冲压发动机初始试验结果。这些试验是在日本国航空航天实验室的角田研究中心（ＮＡＬ－ＫＲＣ）的冲压发动机试验设备（ＲＪＴＦ）上，以Ｍ一４和Ｍ—６的模拟飞行状态进行。燃料用等离子点火器成功地点...     

我国民机舱内材料的阻燃技术

论述了民机舱内材料燃烧安全性要求及其支持的试验方法,提出了今后工作的设想与建议。     

铝蜂窝夹芯结构热传递特性试验研究

为了测试铝蜂窝夹心结构在173-373K温区的有效热导率,研制了一台可在宽温度范围连续测试不同温度下绝热材料或蜂窝夹心结构试样热导率的浮动热沉平板热导仪。本文介绍了浮动热沉平板热导仪的测试原理、绝热方式、试验装置、安装结构、测试手段等;给出了厚度为30mm的国产铝蜂窝试样在173-373K温区有效热导率测试结果;介绍了在试样中得到一维热流的传输,建立稳定状态的试验技术方面采取的措施。热导仪还配有多点信号检测功能和数据处理功能的微机自动测控系统,使测量的准确性、可靠性均得到改善。浮动热沉平板热导仪的研制参照了美国标准测试方法。     

固体推进剂速度耦合响应函数研究

实验研究评论了速度耦合响应函数确定固体火箭发动机稳定性一些现行方法的正确性。这些方法依据的基本假设是:速度耦合响应函数是一种推进剂性能,而与其在燃烧室内的位置无关。为了研究其适用性,专门研制了一种改型声阻管装置,其结构是管上游端安装“激发”推进剂,其下游侧壁要求位置上安装“试验”推进剂,管下游端安装声源,在管内激发出要求性能的驻波以模拟火箭发动机内的不稳定气流状态,实验目的是沿声阻管内不同驻波位置,安放“试验”推进剂,测出其速度耦合响应函数值,结果表明,速度耦合响应函数与声阻管内驻波位置密切相关,所以不能认为速度耦合响应函数是一种推进剂性能,因此需重新评价测定固体推进剂火箭发动机稳定性的现行方法。     

美国空天飞机的进展

本文介绍了美国国防预研局目前执行的空天飞机计划的概况。内容包括该计划的由来、执行该计划的技术基础以及研制其试验样机X-30所面临的各种关键技术问题。还对难度最大的航空发动机和火箭组合推进技术作了较全面的论述,既概述了美国过去在高马赫范围的涡喷发动机和冲压发动机研究方面所积累的经验,又阐明了空天飞机推进技术所面临的严重技术挑战。     

背景纹影测量技术研究与应用进展

背景纹影法是2000年左右新出现的非接触式光学测量技术,可用于变密度流动的可视化和相关折射率场的定量测量。与经典的刀片式（Knife-edge）、彩虹式（Rainbow）纹影测量技术比较,BOS具有硬件搭建简单、标定方便、测量视窗不受光学元器件尺寸限制等显著优点。通过详细介绍BOS方法的基本原理与核心性能指标,并依据搭建BOS流动测量系统的思路,回顾了近年来国内外BOS技术的发展情况,最后介绍了BOS技术在超声速流动、燃烧、等离子体等复杂流动领域的应用。     

基于中心分级的高温升燃烧室性能预估

针对高推质比航空发动机高温升燃烧室的需求,提出一种中心分级燃烧室的设计方案,在保证与现有单环腔燃烧室扩压器尺寸、外机匣最大直径及燃烧室出口尺寸相同的情况下,对设计模型进行了三维数值模拟,并与现有的单环腔燃烧室数值模拟结果及试验结果进行了对比分析.研究结果表明:采用中心分级燃烧室,在获得更高温升的同时,可获得比单环腔燃烧室更高的总压恢复系数和比单环腔燃烧室更低的燃烧室出口温度分布系数(OTDF),其慢车工况下的CO排放和NO排放略高于单环腔燃烧室;在设计总油气比为0.045的情况下,温升可达1360K,总压恢复系数大于等于0.96,OTDF小于等于0.14,出口径向温度分布系数(RTDF)小于等于0.10,燃烧效率大于等于0.987.