超音速气流中横喷氢气自动着火与燃烧非定常过程的实验研究

进行了Ｍ＝２超音速流中横喷氢的自动着火及燃烧非定常过程实验研究，用高速纹影摄影、壁面动态和静态压力测量仪及壁温热电偶等进行了测量。得到了喷嘴后回流区壁压随时间的变化规律，以及壁压和壁面秒温升沿轴线的变化趋势。获得了来流空气总温和喷氢量对自动着火过程的影响。     

液体射流在强化超音速燃烧中的应用

研究了在燃烧室入口马赫数为2的超音速燃烧中,液体射流所产生的振荡激波对强化超音速燃烧的作用。经过一维分析,证明了在离燃料喷嘴适当位置上喷射液体,所产生的振荡激波能强化超音速燃烧,提高燃烧效率。      

超音速气流中横向喷射氢气流场数值模拟

本文通过应用Mac Cormack显式时间分裂法和Baldwin-Lomax修正的代数湍流模型求解二维可压缩的N-S方程和混气组分方程,对超音速气流中横向喷入氢气后的流场进行了数值模拟。计算结果示出了流场中速度矢量分布,静压、静温和氢气质量分数的等值线分布,反映出了喷嘴附近流场回流区的大小及可能的点火位置,从而为超燃冲压发动机的设计工作提供理论指导。     

二元进气道非均匀超音来流试验研究

介绍一种二元进气道模型在非均匀超音来流中的初步研究结果。试验在DLR小型超音风洞上进行。为造成非均匀来流条件,试验中将部分或全部试验段顶壁附面层引入进气道模型。结果表明,进气斜板产生的头激波与来流附面层相互作用的性状在不同的附面层隔道下变化极大。随隔道高度增加,激波附面层相互作用距离L起初亦增加,当全部附面层被排移后,L大幅度下降。与均匀来流试验结果相比较,当来流顶壁附面层全部被进气道吞入时,该进气道总压恢复σ及质量流率m分别降低18％及15％(M_∞=2.19),同时出口面总压畸变大幅度增加。文章分析了原因及对进气道性能影响的强度。     

底部边界排气的减阻效应

本文利用底外侧周向多孔排气的方法研究具有圆柱后体的超声速旋成体底部流动特性及减阻问题。研究工作在超声速风洞进行，来流马赫数从１．５３到３．０１，单位雷诺数为２．×１０＾７／ｍ到２．８×１０＾７／ｍ。文中讨论了排气流量、气体介质对尾流结构与波系分布的影响，对底部增压减阻的效果，测量了底压分布，拍摄了尾流场纹影。实验结果分析表明，采用此种方法能够有效地干扰尾流边界，控制尾流特性，其中氦气在最佳排气流量     

二维横向喷流的N-S方程数值解

让一股射流横向注入超音速流产生所需要的干扰效应是一种飞行器飞行控制的常用手段,如航天飞机和机动导弹上的反作用控制系统(RCS).所以,对射流与主流相互干扰的某些流动特性应该有个基本的了解.本文通过应用MacCormack显格式和Baldwin-Lomax修正的代数湍流模型求解二维RANS方程对带横向射流的绕后台阶的M_∞为2.19和6.00的超音速外干扰流场进行了数值计算.与无喷射流的情形相比,回流涡旋区由2个增加到4个,且底部压力有大的回升,喷口宽度越大,回升效应越显著.另外,数值计算表明,在压力梯度变化比较平缓的区域附加一四阶人工粘性能有效地抑制数值振荡,加快收敛.     

超燃冲压发动机燃烧室的积分分析方法

本文以Billig模型和公式为基础,给出了超音燃烧室的分析计算方法;并以燃烧室的进口马赫数是2.2为例,对燃烧室的工况、壁型及参数变化进行了详细的分析研究。所得结论,有助于对超音燃烧室的理解和设计。     

国外动态

NASA的新型风洞与改建风洞开始运转据NASA报道,NASA艾姆斯(Ames)研究中心的24.4×36.6米(80×120呎)新型风洞和12.2×24.4米(40×80呎)改建风洞已于1987年12月11日开始运转.美国国家全尺寸空气动力全套设备的建造费用为1.225亿美元.该设备可进行先进飞机的全尺寸试验以及航天飞机试验.     

变比热激波关系式及其在高超声速进气道计算中的应用

本文根据空气热力性质表建立了空气热力性质的解析表达式,从气动热力学基本方程和激波前后比热比不同出发建立并推导出完全变比热激波方程组及其解法。对分别使用变比热激波关系式与定比热激波和等熵流关系式计算结果进行的比较表明,使用变比热激波关系式进行高超声速进气道气动热力学分析计算,能够减少定比热假定产生的偏差,提高计算准确性。      

CK1—M模拟无人机发射装置的研究和分析

CK1—M模拟机系缩比为1/5的模拟无人机,安装在发射装置的滑轨上,并采用固体火箭作为助推器进行发射起飞,以研究分析发射起飞过程中的一些问题。 本文介绍有关CK1—M模拟无人机发射装置的设计、调试和分析的几个问题,包括单发和双发起飞方案中滑轨长度的确定和释放力的选择,以及模拟机离轨瞬时相对滑轨运动的研究和滑轨结构型式的确定等问题。 模拟无人机发射起飞试验证明:有关发射装置的试验记录数据和计算结果具有良好的一致性,这些试验数据和设计方案是可信的,可作为无人机发射装置的设计依据。