模型超音速燃烧室流场和性能的数值模拟

研究了简化模型超音速燃烧室流场和性能的数值模拟方法，该燃烧室在支板后缘设置一缝隙式喷嘴，平行于超音速空气流喷射氢气。用椭圆型偏微分方程数学模型，ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ差分格式成功地计算了两种不同后绿尺寸的流场及其性能，为了对照比较，还计算了另外两种流场。计算结果表明，支板后的流场存在回流区，因喷氢的压力高于超音速空气流的压力和壁面附面层的影响，燃烧室内将出现斜冲波和膨胀波，压力沿横向变化明显，由此证明流场与“边界层流动”有性质上区别。提出了全流场按性质不同分段进行数值模拟的方法，利用计算得到的流场节点状态参数（如温度、压力等），积分获得燃烧室的性能参数，和文献的实验数据对比，计算结果合理、可靠。     

采用斜坡凹槽稳焰器强化H_2超燃的数值研究

用迎风TVD格式求解三维多组分体系的全N S方程 ,化学反应源项采用点隐处理 ,H2 和空气的超燃模型用 11组分、 2 3步基元反应模型描述 ,得到了凹槽燃烧室不同截面组元、当量比、压力、温度等值线和速度场的分布。计算结果表明 :凹槽稳焰器的回流区可提供高温自由基 ,有助于超燃点火 ;火焰在凹槽内和凹槽后斜坡的尾迹中驻定。结果对定量认识凹槽H2 超燃流场、设计高效率和优化结构的一体化凹槽有着重要意义。     

论超燃冲压发动机试验研究及其试验设备

实现大气层高超音速飞行在于发展超燃冲压发动机。为了发展超燃冲压发动机,对它进行试验研究是必要的也是很重要的。本文叙述了对这种发动机所需进行的试验器件和试验项目。着重讨论了地面试验两要素——试验件和试验设备——的模拟问题。最后提出提高试验设备能力和试验技术所需探讨的一些课题。     

氢/碳氢燃料超声速燃烧的数值模拟

采用隐式上、下三角分解（Lower-Upper Decomposition）的算法，结合对组分连续方程中化学反应源项的点隐式处理，求解了多组分的N－S方程组，得到了二维和三维条件下的超声速掺混及燃烧的数值模拟结果，通过与水平喷射氢气及预燃煤油等算例的验证，计算结果与实验数据基本符合。在此基础上进行了垂直喷射氢气的三维超声速燃烧的数值模拟，计算结果显示了氢气在超声速空气中掺混、燃烧的过程，该程序可进一步用来模拟超燃冲压发动机燃烧室内的复杂流场。     

天地往返运输系统吸气式推进技术研究的新进展

吸气式推进技术在天地往返运输系统中占有重要的地位。近来,为了提高运输系统的性能,降低研制成本,国内外进行了一系列吸气式/火箭组合循环发动机的概念研究和基础研究。本文简要地介绍了最近的研制活动,以及火箭-冲压组合方案的各种协同设计方面的进展。最后,提出了建立“组合循环推进系统”概念的建议。     

Investigation of hot jet on active control of oblique detonation waves

The hot jet injection is utilized to actively control the oblique detonation wave, such as initiating and stabilizing an oblique detonation wave at a desired position that is shorter than the length of induction zone, and adjust the height of the oblique detonation wave at the exit of combustor when the oblique detonation wave engine is working on off-design flight conditions. The fifth order Weighted Essentially Non-Oscillatory (WENO) scheme and a two-step reversible reaction mechanism of the stoichiometric H₂/Air are adopted in the simulations. With the help of hot jet injection, the transition from inert oblique shock wave to the oblique detonation wave immediately occurs near the position of hot jet injection, and consequently the length of combustor can be reduced. The angle of oblique detonation wave also decreases as the hot jet injection approaches the nose of wedge. Additionally, the height of the oblique detonation wave at the exit of combustor can be flexibly adjusted, and also depends on the injection position and the strength of the hot jet. If the velocity of the hot jet is too weak to directly trigger the overall oblique detonation wave at the position of injection, increasing the injection pressure will improve the strength of the hot jet and results in a successful transition.     

一种抑制超声速气流红外辐射的新途径

试验测定了波反馈装置对高温超声速射流的激励效果。主喷管喉道直径为３５ ｍ ｍ ,进口总温和总压分别为８００ Ｋ及２７４．４ ｋＰａ。结果表明,影响激励效果的主要几何参数有锥形反射器的扩张角、反射器母线长度和反射器与主喷管的相对位置。当扩张半角为４５°, 母线长度为４０ｍ ｍ 以及锥形反射器起始截面与主喷管出口齐平时, 激励效果最好, 在Ｘ／Ｄ＝ ６～８ 范围内, 激励后的轴心温度可降低约１２０ Ｋ, 并可望使超声速喷气流的红外辐射强度降低约４０％ ～４５％ 。     

小型抗振时钟晶体振荡器

文中叙述了小型抗振石英晶体振荡器,它的输出频率为２０４.８ｋＨｚ,在－４０℃～８５℃的温度范围内总频率误差小于２０×１０－６。为适应弹上的工作条件,在设计中采用了３．２７６８ＭＨｚ高频晶体和ＣＭＯＳ集成电路做为振荡和频率部分,并在结构设计和安装中做了一些改进。简化了晶体振荡器的技术程序和提高了它的可靠性。分析了晶振的工作情况,介绍了它的电路参数和设计原理及实验中出现的主要问题。结果表明：小型抗振石英晶体振荡器满足了设计和工作要求。     

Flow response hysteresis of throat regulation process of a two-dimensional mixed-compression supersonic inlet

The variable geometry supersonic inlet tends to decrease the throat area to reduce the Mach number upstream of the terminal shock, so as to reduce the flow loss. However, excessive Internal Contraction Ratio(ICR) exposes the inlet to a greater risk of unstart, which inevitably results in a process of increasing the throat area to aid the inlet restart. In the above throat regulation process, the inlet undergoes the start, unstart, and restart states in turn. In order to reveal the flow structure...     

超声速弱欠膨胀冲击射流流场结构

为了对超声速弱欠膨胀冲击射流的流场结构细节进行研究,使用大涡模拟方法对其进行了数值模拟。利用三阶迎风和四阶对称紧致格式对无量纲化轴对称可压缩滤波N-S方程进行空间离散,时间上推进采用的是三阶精度的TVD型Rugge-kutta法。亚格子尺度模型采用的是修正Sm agorinsky涡粘性模型。通过与经典的冲击射流实验比较,证明了程序的可靠性。数值模拟得到了剪切层以及壁面射流中的涡结构和主射流中的激波结构,并且在此基础上对涡合并和板前激波和涡干扰现象进行了深入研究。发现涡合并现象主要出现在流场的上游,越往下游出现的几率越小;涡和板前激波的相互作用会引起激波位置和强度以及冲击平板上冲击区的压强的显著变化,同时也会导致涡的变形。