气化煤油与乙烯超声速燃烧特性对比

为了研究燃料成分变化对超燃冲压发动机燃烧特性的影响,以气化RP-3(中国3#航空煤油)和乙烯为燃料进行了一系列直连式燃烧试验。模型燃烧室入口参数为Ma=2.92,3.46,总温Tt=1430K。基于点火延迟时间、燃烧室壁面静压分布、推力增益和比冲,对比分析了两种燃料的超声速燃烧特性。结果表明,化学活性更高的乙烯比气化煤油具有更高的燃烧性能和燃料利用效率;Ma=2.92,当量比φ≈0.60和1.06时,乙烯的比冲比气化煤油分别约高15%和7.2%;当Ma增加到3.46时,相当的当量比下乙烯和气化煤油之间的比冲差距稍有扩大,约为18%和9.6%。燃烧室入口马赫数和当量比等工况参数对发动机燃烧特性有显著影响。燃料成分对发动机燃烧特性的影响随当量比的提高而弱化,但对燃烧室入口马赫数不敏感。     

非对称来流下矩形转圆隔离段数值研究

针对采用超椭圆曲线方法设计的矩形转圆隔离段,在非对称来流条件下,利用数值模拟手段研究了出口反压、来流马赫数、进口附面层厚度等因素对其性能的影响。研究结果表明:出口反压与附面层相互作用导致初始激波形态转变为"λ"激波,并且隔离段的性能随着反压的增大而下降,低能流区域迅速增长,流场非对称效应逐渐变小;来流马赫数的增大会提高隔离段的抗反压能力,并且会降低流场的非对称效应,但出口总压恢复系数却随之下降,特别是与来流马赫数为2情况相比,当来流马赫数为2.5时其降低了7.2%;进口附面层厚度的增加会加剧隔离段内的流动分离,导致隔离段的抗反压能力降低,不利于隔离段出口流场品质,并且相对于均匀来流而言,当进口附面层无量纲厚度为0.33时出口总压恢复系数下降了13.7%。     

半导体器件单粒子效应的机理,试验和预计

介绍了空间高能粒子环境及单粒子效应的机理、模拟试验方法和错误率计算方法。空间高能粒子环境由银河宇宙射线、太阳宇宙射线及地磁捕获粒子组成。单个高能粒子可在半导体中通过库仑作用或核反应电离出大量电子—空穴对,从而引起半导体器件逻辑紊乱或失效。用加速器产生的高能粒子进行模拟试验可获得器件对单粒子效应的敏感参数;由E.L.Peterson 等人的经验公式或CREME 程序预计器件在特定环境下的出错率。     

薄壁管卷边成形过程的数值模拟

 导出了薄壁管卷边成形过程的塑性变形力学方程,由此出发给出了基于增量理论的数值模拟方法,从而可以综合研究各种因素对管材卷边成形的影响。文中考察了成形过程应力应变分布行为,压力-行程曲线的模拟结果与实测结果基本一致。     

空天飞机吸气式发动机技术

本文介绍了第九届国际吸气式发动机会议有关空天飞机吸气式发动机技术,包括超音速燃烧冲压发动机、两级入轨空天飞机吸气式发动机、爆震波燃烧冲压发动机、高超音速吸气式发动机的逆循环、替换燃料的研究等.     

二维可压缩自由剪切层的理论分析

本文从"二维可压缩自由剪切层存在相对稳定的大尺度拟序涡结构,流场应该满足什么样的条件"这样一个反问题出发,应用常微分方程奇点理论对NS方程进行了分析,维持大尺度拟序涡结构的条件是流场内有交替出现的能量不平衡点,鞍点是温度极大值点,结点是温度极小值点;压缩性增加抑制了结点的生成和持续,是导致可压缩自由剪切层厚度增长速度比不可压情况变小的机理;得到的结论可以合理解释现有的物理现象.其次,对于目前研究可压缩自由剪切层广泛应用的对流马赫数进行讨论,认为在建立过程中采用鞍点是压力极大值点假设条件不合理,得出的公式不能反映介质特性,本文采用鞍点是温度极大值点作为假设条件,提出新的求解对流马赫数的公式.根据流动机理分析,提出通过在流场内建立交替出现的鞍点和结点,触发大尺度拟序涡结构,解决超燃冲压发动机混合问题;理论上给出大尺度拟序涡结构频率条件.     

固体火箭冲压发动机二次燃烧室流场数值计算和试验研究

用二维k-ε湍流模型及简单一步无限快速化学反应模型，对固体火箭冲压发动机二次燃烧室反应流场进行了数值计算，并针对硼推进剂燃烧特性，提出了二次进气的燃烧室设计方案，在此基础上做了试验研究。结果表明，经数值模拟设计的二次燃烧室构型比普通二次燃烧室构型燃烧效率明显提高。     

一种自激式催化点火的试验研究

针对影响催化点火的关键性因素，研究了一种简易可行的自激式催化点火装置。该装置采用具有高电阻的催化床，直接通电加热，从而大幅度降低来流混气的点火温度，降低点火能耗及缩短点火延迟期，可作为冲压发动机和涡喷发动机的辅助点火装置。     

火箭冲压发动机贫氧推进剂研制

通过热力学筛选,考虑到原材料的易得性等,本文提供了一种富燃料推进剂的配方。为适应固冲发动机设计的要求,保证较高的热值下,尽可能提高其燃速,采取了一些措施,使燃速从基础配方的4毫米/秒左右提高到21毫米/秒。最后还提供了改善药浆工艺性的措施。 本配方已通过100升、500升捏合机的工艺扩大试验,实践证明其工艺是可行的,推进剂药柱已进行了多次φ150及φ330的发动机热试,还进行了补燃试验。与国外研制的同类推进剂水平接近。     

航天飞机用冲压发动机设计性能及燃料问题

本文论证了高M_α数亚燃冲压发动机用于航天飞机的可能性。并对用液氢、甲烷、丙烷等作为燃料的冲压发动机特性作了详细的计算分析。讨论了冲压发动机的工作菱形区、发动机特性及各截面的协调关系等问题。计算结果表明,在M_α=2～6及H=0～40km范围内,亚燃冲压发动机能满足航天飞机对动力装置的要求。在一定的条件下,液氢、甲烷和丙烷均可以被选为航天飞机用的冲压发动机的燃料。