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吸气式高超声速机体/推进一体化飞行器数值和试验研究
被引量：
20
1
作者
贺元元
乐嘉陵
倪鸿礼
《实验流体力学》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2007年第2期29-34,共6页
发展吸气式高超声速技术是实现可持续高超声速飞行(尤其是在大气层以内)的重要途径。吸气式高超声速飞行器为了获得良好的气动-推进性能,必须采用机体/推进一体化设计。笔者发展了针对一体化飞行器的气动力和推进力的划分体系和计算方法...
发展吸气式高超声速技术是实现可持续高超声速飞行(尤其是在大气层以内)的重要途径。吸气式高超声速飞行器为了获得良好的气动-推进性能,必须采用机体/推进一体化设计。笔者发展了针对一体化飞行器的气动力和推进力的划分体系和计算方法,发展了内外流数值计算软件。研究了机体/推进一体化设计的平头形高超声速飞行器在进气道关闭条件下的气动性能,并进行了试验验证;数值研究了进气道打开和发动机工作条件下一体化飞行器的气动-推进性能;研究了机体和推进系统的不同部件对飞行器气动-推进性能的贡献。
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关键词
吸气式高超声速技术
机体/推进一体化
内外流数值计算
气动-推进性能
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职称材料
一种新运行方式脉冲燃烧风洞研制及初步应用
被引量：
18
2
作者
刘伟雄
谭宇
+1 位作者
毛雄兵
乐嘉陵
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2007年第4期59-64,共6页
介绍了一座喷管口径为600mm、利用氢与富氧空气混合燃烧产生高焓试验气流的脉冲风洞。风洞首次采用了活塞挤压为加热器供应燃料和路德维希管供应富氧空气的工作方式,实现了风洞试验过程中需多少燃料就供多少燃料,消除了采用路德维希管...
介绍了一座喷管口径为600mm、利用氢与富氧空气混合燃烧产生高焓试验气流的脉冲风洞。风洞首次采用了活塞挤压为加热器供应燃料和路德维希管供应富氧空气的工作方式,实现了风洞试验过程中需多少燃料就供多少燃料,消除了采用路德维希管供燃料存在的弊端。自主研制的大通径快速阀取代了膜片,提高了设备运行效率。风洞在吸气式高超声速技术研究中得到了成功应用。
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关键词
风洞
脉冲燃烧
活塞挤压
快速阀
吸气式高超声速技术
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职称材料
超燃冲压发动机推进性能理论分析
被引量：
4
3
作者
沈欢
张子健
+1 位作者
刘云峰
姜宗林
《气体物理》
2018年第1期12-19,共8页
超燃冲压发动机的正推力问题和超声速燃烧的稳定性问题是制约超燃冲压发动机发展的两个关键气动物理问题.虽然经过50多年的研究,但是目前国内外对这两个关键问题的机理还没有研究清楚.文章首次将CJ爆轰理论应用于超燃冲压发动机推进性...
超燃冲压发动机的正推力问题和超声速燃烧的稳定性问题是制约超燃冲压发动机发展的两个关键气动物理问题.虽然经过50多年的研究,但是目前国内外对这两个关键问题的机理还没有研究清楚.文章首次将CJ爆轰理论应用于超燃冲压发动机推进性能分析,给出了这两个关键气动问题的理论分析结果.分析结果表明,燃烧室入口空气静温对发动机的推进性能产生重要影响.当爆轰波的爆速大于隔离段内空气来流的速度时,会向隔离段上游传播,导致发动机不起动.飞行Mach数Ma=6~8是超燃发动机的临界不稳定范围,飞行Mach数Ma>9,超声速燃烧将变得稳定.
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关键词
高超
声速
吸气
式
推进
技术
超燃冲压发动机
CJ爆轰波
超
声速
燃烧
热壅塞
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职称材料
题名
吸气式高超声速机体/推进一体化飞行器数值和试验研究
被引量：
20
1
作者
贺元元
乐嘉陵
倪鸿礼
机构
中国空气动力研究与发展中心
出处
《实验流体力学》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2007年第2期29-34,共6页
基金
863项目
文摘
发展吸气式高超声速技术是实现可持续高超声速飞行(尤其是在大气层以内)的重要途径。吸气式高超声速飞行器为了获得良好的气动-推进性能,必须采用机体/推进一体化设计。笔者发展了针对一体化飞行器的气动力和推进力的划分体系和计算方法,发展了内外流数值计算软件。研究了机体/推进一体化设计的平头形高超声速飞行器在进气道关闭条件下的气动性能,并进行了试验验证;数值研究了进气道打开和发动机工作条件下一体化飞行器的气动-推进性能;研究了机体和推进系统的不同部件对飞行器气动-推进性能的贡献。
关键词
吸气式高超声速技术
机体/推进一体化
内外流数值计算
气动-推进性能
Keywords
airbreathing hypersonic propulsion technology
airframe/propulsion integration
internal and external flow
numerical computation
aero-propulsive performance
分类号
V211.7 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V511.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
一种新运行方式脉冲燃烧风洞研制及初步应用
被引量：
18
2
作者
刘伟雄
谭宇
毛雄兵
乐嘉陵
机构
西北工业大学
中国空气动力研究与发展中心
出处
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2007年第4期59-64,共6页
文摘
介绍了一座喷管口径为600mm、利用氢与富氧空气混合燃烧产生高焓试验气流的脉冲风洞。风洞首次采用了活塞挤压为加热器供应燃料和路德维希管供应富氧空气的工作方式,实现了风洞试验过程中需多少燃料就供多少燃料,消除了采用路德维希管供燃料存在的弊端。自主研制的大通径快速阀取代了膜片,提高了设备运行效率。风洞在吸气式高超声速技术研究中得到了成功应用。
关键词
风洞
脉冲燃烧
活塞挤压
快速阀
吸气式高超声速技术
Keywords
wind tunnel
pulse combustion
piston compressor
quick-acting valve
air- breathing hypersonics
分类号
V211.7 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V211.74 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
超燃冲压发动机推进性能理论分析
被引量：
4
3
作者
沈欢
张子健
刘云峰
姜宗林
机构
中国科学院力学研究所
中国科学院大学工程科学学院
出处
《气体物理》
2018年第1期12-19,共8页
基金
国家自然科学基金(11672312
11532014)
文摘
超燃冲压发动机的正推力问题和超声速燃烧的稳定性问题是制约超燃冲压发动机发展的两个关键气动物理问题.虽然经过50多年的研究,但是目前国内外对这两个关键问题的机理还没有研究清楚.文章首次将CJ爆轰理论应用于超燃冲压发动机推进性能分析,给出了这两个关键气动问题的理论分析结果.分析结果表明,燃烧室入口空气静温对发动机的推进性能产生重要影响.当爆轰波的爆速大于隔离段内空气来流的速度时,会向隔离段上游传播,导致发动机不起动.飞行Mach数Ma=6~8是超燃发动机的临界不稳定范围,飞行Mach数Ma>9,超声速燃烧将变得稳定.
关键词
高超
声速
吸气
式
推进
技术
超燃冲压发动机
CJ爆轰波
超
声速
燃烧
热壅塞
Keywords
hypersonic airbreathing propulsion
scramjet engine
CJ detonation
supersonic combustion
thermal choking
分类号
V43 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
吸气式高超声速机体/推进一体化飞行器数值和试验研究
贺元元
乐嘉陵
倪鸿礼
《实验流体力学》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2007
20
在线阅读
下载PDF
职称材料
2
一种新运行方式脉冲燃烧风洞研制及初步应用
刘伟雄
谭宇
毛雄兵
乐嘉陵
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2007
18
在线阅读
下载PDF
职称材料
3
超燃冲压发动机推进性能理论分析
沈欢
张子健
刘云峰
姜宗林
《气体物理》
2018
4
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职称材料
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