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721.
722.
构型及二次燃烧对RBCC引射模态推力性能的影响 总被引:3,自引:0,他引:3
提出了掺混度模型并数值研究了五种构型和两种燃烧组织模式对RBCC发动机引射模态推力性能的影响,其中改进构型获得了推力增强.得出如下结论:(1)在引射掺混的前段,掺混过程主要由一次流喷管结构决定.而在引射掺混后段,后体构型对掺混过程影响较大.(2)获得较高掺混速率、较优引射比并在掺混过程中产生高于环境压强的流动状态是改进构型获得推力增强的两个重要因素.(3)与SMC燃烧组织模式相比,改进构型的SPI模式有效延迟了二次燃烧,不仅提高了燃烧效率而且没有使引射比过度下降. 相似文献
723.
The important operating characteristics of pulsed Pressure Gain Combustion (PGC) propulsion are the pressure gain of the combustor component and the propulsive performance gain of the engine. A ramjet-type valve/valveless air-breathing pulsed detonation engine with a supersonic internal compression inlet is investigated. Based on an ideal thermal cycle, the ideal equivalent pressure ratios (πcb) of the Pulsed Detonation Combustor (PDC) are obtained theoretically which are directly related with the propulsive performance of the engine. By introducing an orifice loss model into the cycles, the critical pressure drop ratios through the orifice for the PDC achieving pressure gain and the engine achieving thrust gain are studied. More influencing factors are investigated by the use of a one-dimensional (1-D) numerical simulation model. The operating characteristics of the pulse detonation engine are investigated with changes of the valve type, the inlet/outlet area ratio of the PDC, the nozzle area ratio, and flight conditions. All these factors can affect πcb of the PDC, and πcb can be optimized by changing the geometry of the engine. The most important influence parameter is the valve type. When using an orifice-type aerodynamic valve, simulation results show that the PDC cannot achieve the pressure gain characteristics. When a supersonic internal compression inlet is introduced to the engine, whether the Pulse Detonation Engine (PDE) can achieve thrust gain comparable with that of an ideal Brayton cycle engine not only is related to the pressure gain of the combustor, but also needs to optimize the engine structure to reduce the total pressure loss. 相似文献
724.
提出了一种基于双频观测数据的单历元周跳探测和修复方法.该方法分三步实现:(1)将上一历元的模糊度代入当前历元的观测方程,消去模糊度参数;(2)利用拟准检定法检测当前历元是否有异常观测,若有,则判断出发生周跳的卫星;(3)利用LAMBDA方法计算出周跳,与前一历元的模糊度相加,即为当前历元的模糊度.该方法能准确判定出异常观测,即发生周跳的卫星.文中算例与其他方法作了比较,结果验证该方案是可行性的. 相似文献
725.
换热预冷发动机预冷特性和发动机性能数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为深入了解换热预冷发动机换热器预冷效果和发动机性能,首先设计了叉排管束式细小通道换热预冷器,并采用非定常数值模拟方法对换热效果进行了仿真,然后结合换热预冷发动机性能计算程序对预冷发动机性能进行了研究。结果表明,飞行马赫数为2.5~4.0且氢气空气质量流比为0.03~0.09条件下,换热预冷器能将来流空气预冷90.6~471.2 K,低温氢气经吸热后温度升幅为266.1~455.3 K,换热效果良好。来流空气经预冷后涡轮发动机的飞行包线最高被拓展至马赫数4.0,达到了与超燃冲压发动机的衔接速域。相比于传统涡轮发动机,氢气空气质量流比为0.03时,本文换热预冷发动机加力状态推力能恢复至设计点推力水平;当氢气空气质量流比增加至0.09时,加力状态推力最高达到设计点推力的两倍左右。马赫数2.6以下换热预冷措施能小幅改善发动机比冲和耗油率(仅计算用于燃烧的氢气量)性能,而飞行速度大于马赫数2.6后换热预冷措施也难以抑制比冲和耗油率迅速恶化的趋势。 相似文献
726.
为了探究来流参数对混合管道流场结构的影响,通过试验和数值计算方法研究了在不同马赫数、静压来流参数条件下的背景流场和激波串流场结构。试验采用高速纹影和压力测量设备分别进行流场的观察和测量,采用喷管支板结构将来流分为上侧二次流、一次流和下侧二次流。试验与数值结果均表明,背景流场中的背景波系、混合层均由支板后缘处产生,背景波系在壁面间反射并与混合层发生干扰作用,背景流场结构较为复杂。一、二次流的静压关系影响混合层的初始发展方向,导致θ从-9°~7°变化,而马赫数决定起始激波与混合层的夹角。依据前缘激波的反射类型、亚声速区面积等特征,混合管道的激波串流场可以分为规则反射型、临界反射型、正向马赫反射型和反向马赫反射型四种典型结构。临界反射型的波后流场在垂直流动方向上具有"亚-超-亚-超"间隔流动的特点。 相似文献
727.
728.
RBCC火箭引射模态热力壅塞研究 总被引:2,自引:1,他引:2
运用理论分析和实验研究相结合的方法对火箭引射模态下实现热力壅塞进行了研究.建立了用于实现热力壅塞可行性分析的理论模型,分析了燃烧室通道面积变化规律、加热方案、一次火箭与二次流掺混后的气流参数等对实现热力壅塞的影响,提出了判别能否实现热力壅塞的临界马赫数准则.理论计算和实验研究结果表明,碳氢燃料发动机在地面静止状态下难以实现热力壅塞,在一定飞行状态下可以实现热力壅塞.通过地面直连实验实现了来流马赫数为1.2条件下的热力壅塞及其主动控制,壅塞位置的调节范围达到了燃烧室长度的1/4. 相似文献
729.
730.