低雷诺数下进气道异常起动现象及其影响因素探析

结合激波风洞实验和数值模拟分析,对一种二元混压式进气道在实验中低单位雷诺数下反而呈现出自起动特征的异常现象进行了研究。根据激波风洞的反复实验观察,表明随着来流单位雷诺数的降低,在继进气道进入不起动状态之后又会重新出现自起动特征的异常起动现象。该结果与层流模型计算得到的流场结构相符,而与湍流模拟结果差异显著;分析表明,层流情况下,由于分离区向前体压缩面大范围地延伸,缓解了进气道入口的逆压梯度,从而在喉道处可以形成主体为超声速的通畅流道,而湍流情况下,进气道入口处激波/边界层干扰形成过分集中的分离泡则呈现明显的壅塞状态;尽管层流情况下进气道流场结构呈现出较为通畅的类似起动的特征,但其流量系数仍明显低于湍流的情况。因此,实验上所观察到的这种异常起动现象严格地说并不属于真正意义上的起动状态。     

多管脉冲爆震发动机压力反传特性试验与数值研究

为了研究多管脉冲爆震发动机的压力反传特性,采用数值模拟和试验相结合的方法对四管爆震室的压力反传特性进行研究,测量了四管爆震室同时点火和分时点火这两种工作模式下的压力反传规律,利用数值模拟对四管爆震室共用进气道进行研究,分析了共用进气道长度以及在共用进气道内加装分流板对压力反传的影响。试验结果表明,四管爆震室同时工作时,共用进气道产生一道很强的压力扰动波,其峰值压力接近0.12MPa;四管爆震室分时工作时,共用进气道在一个循环内出现四次压力扰动,但扰动波的峰值压力较小。数值模拟的结果表明,在两种工作模式下,爆震室产生的反传压力使发动机入口产生高速倒流,四管分时工作时倒流的速度较小。随着共用进气道的长度增大,反传压力的峰值降低,但发动机入口处仍然存在倒流现象,倒流的速度随着共用进气道的长度增大而减小。共用进气道内加装分流板对反传压力的峰值并没有削弱作用。     

高马赫数超燃冲压发动机性能数值研究

考虑水平起降要求,构造了一种采用流线追踪内转式进气道、圆形截面燃烧室的双侧布局高马赫数超燃冲压发动机,设计点马赫数为7。对Ma 7~10范围内的发动机性能进行了数值模拟,给出了发动机进气道性能、整机性能,对燃烧室内的燃料掺混和燃烧情况进行了分析。此外,采用一维性能计算方法对燃烧室性能进行了预估。研究表明,此发动机性能可满足飞行器推阻匹配需求;一维性能结果与三维数值模拟的压力分布处于15%的误差范围内,可用于发动机性能的快速预估。     

地空导弹对冲压发动机的要求

本文从地(舰)空导弹的弹道要求出发,分析了地空弹道对冲压发动机的特殊要求.提出了冲压发动机大攻角飞行的必要性.并讨论了燃油调节规律及方案选取,及选用具有总压孔的喷油杆雾化装置的优缺点.提出了一些有益的结论.     

美国空军正在研究氢燃料超音燃烧冲压发动机

美国空军航空推进实验室正在研究用于M6-12速度范围的超音速燃烧冲压发动机技术.据该实验室报道,目前正在以下几个方面寻求技术发展:超音速燃烧冲压发动机的进气道设     

带进气道的面对称布局战术导弹气动特性工程估算

随着导弹技术的不断发展和非接触式作战样式的出现，需要有一套快速的工程方法来估算带进气道的战术导弹的空气动力性能。针对带有进气道的面对称布局战术导弹，基于大量的研究和实验结果以及工程经验，把进气道视作极小展弦比的部件，建立了进气道法向力与压心计算的简化模型，采用部件组合法发展了一种适用于带有进气道的布局形式、计及非线性影响的战术导弹气动力和动导数工程估算方法及程序，计算结果与实验数据吻合较好。     

燃气涡轮发动机的进口总压畸变评定技术

本文在综合国外进气道／发动机相容性研究沿革的基础上，介绍了美国自动车工程学会宇船推进分会S－16技术委员会（SAES－16）颁布的“燃气涡轮发动机总压畸变评定方法”（AIR1419）和“燃气涡轮发动机进口流场畸变指南”（ARP1420）的主要内容，重点论述进口畸变下发动机稳定性和性能的评定方法及其试验研究。