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高超声速气动热预测技术及发展趋势 被引量：54
1
作者 彭治雨 石义雷 +2 位作者 龚红明 李中华 罗义成 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第1期325-345,共21页
高超声速气动热预测技术是高超声速飞行器发展的关键技术之一。对高超声速气动热预测技术的发展情况进行了分析探讨。首先,简要回顾了国内外高超声速气动热理论预测及地面实验技术的发展历程;在此基础上,结合典型外形的计算与风洞试验... 高超声速气动热预测技术是高超声速飞行器发展的关键技术之一。对高超声速气动热预测技术的发展情况进行了分析探讨。首先,简要回顾了国内外高超声速气动热理论预测及地面实验技术的发展历程;在此基础上,结合典型外形的计算与风洞试验结果的比较,重点介绍分析了气动热工程计算方法、数值模拟方法、气动热风洞试验设备的模拟能力及目前实验测试技术的研究水平;最后,对气动热预测技术的发展趋势进行了讨论,提出了气动热预测技术应研究解决的问题。 展开更多
关键词 高超声速 飞行器 气动热 工程计算方法 数值模拟 实验技术
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高超声速飞行器表面温度分布与气动热耦合数值研究 被引量：41
2
作者 董维中 高铁锁 +2 位作者 丁明松 江涛 刘庆宗 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第1期311-324,共14页
针对高超声速飞行器热防护设计中的高温气体非平衡效应问题和气动热环境精确预测问题,基于流场的非平衡Navier-Stokes方程、表面的能量守恒方程和内部的热传导方程,考虑流场的非平衡效应、表面的热辐射效应、催化效应和烧蚀效应以及热... 针对高超声速飞行器热防护设计中的高温气体非平衡效应问题和气动热环境精确预测问题,基于流场的非平衡Navier-Stokes方程、表面的能量守恒方程和内部的热传导方程,考虑流场的非平衡效应、表面的热辐射效应、催化效应和烧蚀效应以及热防护层内部的热传导效应,建立了初步的表面温度分布与气动热的耦合计算方法,完善了高超声速飞行器气动物理流场计算软件(AEROPH_Flow)。在表面材料为碳-碳(C-C)条件下,对飞行高度为65km和飞行速度为8,10km/s的半球以及飞行高度为50km和飞行速度为8km/s的球锥模型,开展了表面温度分布与气动热的耦合计算,验证了计算方法和计算软件,分析了表面温度分布对气动热环境的影响。研究结果表明:表面温度分布对气动热的计算结果有较大影响,在气动热环境的预测中,不仅要考虑热化学非平衡效应和表面催化效应的影响,还要考虑表面温度分布的影响,最好是采用表面温度分布与气动热耦合计算的方法,以减小表面温度分布对气动热计算结果的影响。为此,需要发展完善非平衡流场/表面催化和烧蚀/热传导温度场(气/表/固)的计算模型、耦合求解技术和计算软件,实现对高超声速飞行器的真实飞行条件下高温气体非平衡效应和气动热环境的精确模拟。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 热化学非平衡效应 表面温度分布 气动热环境 数值模拟
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高超声速飞行器热环境与结构传热的多场耦合数值研究 被引量：22
3
作者 周印佳 孟松鹤 +1 位作者 解维华 杨强 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第9期2739-2748,共10页
为了准确预测高超声速飞行器面临的严峻气动热/力环境以及结构的热力响应,发展了高超声速流动与结构传热耦合框架。采用分区求解方法,通过耦合界面的实时数据传递,实现了基于Navier-Stokes方程的高超声速化学非平衡计算流体力学(CFD)求... 为了准确预测高超声速飞行器面临的严峻气动热/力环境以及结构的热力响应,发展了高超声速流动与结构传热耦合框架。采用分区求解方法,通过耦合界面的实时数据传递,实现了基于Navier-Stokes方程的高超声速化学非平衡计算流体力学(CFD)求解器与结构的热力全耦合有限元法(FEM)求解器的多场耦合计算,建立了高超声速飞行器的多场耦合数值分析方法。首先对经典高超声速圆柱绕流实验进行了耦合计算,结果与实验值吻合良好。然后针对典型的超高温陶瓷(UHTC)材料的耦合传热问题进行了数值研究,考虑热传导效应对气动热环境和结构热响应预测的影响,结果表明对于复杂外形且热导率相对较高的UHTC材料,结构内部热传导对热环境和表面温度分布的影响不可忽略。最后针对UHTC材料热物性(比热和热导率)非线性对高超声速流动传热过程的影响进行了研究,结果表明当比热和热导率处于合理的误差范围内时,材料表面温度响应对其变化并不敏感。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 多场耦合 气动热 数值模拟 热防护
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液体火箭发动机气动谐振点火初步研究 被引量：8
4
作者 梁国柱 张国舟 +2 位作者 程显辰 马彬 张振鹏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第4期13-16,共4页
气动谐振点火是基于气动谐振加热现象的一种新型的点火方式。在特定的气动谐振条件下，高速喷流与谐振管内流相互作用形成周期性运动的激波和膨胀波，将压缩气体的能量不可逆地转化为热能，形成高温高能的点火源，从而点燃推进剂组元。... 气动谐振点火是基于气动谐振加热现象的一种新型的点火方式。在特定的气动谐振条件下，高速喷流与谐振管内流相互作用形成周期性运动的激波和膨胀波，将压缩气体的能量不可逆地转化为热能，形成高温高能的点火源，从而点燃推进剂组元。建立了简化的理论分析模型，对可能获得的最高温度进行了预测，探讨了在液体火箭发动机上实现气动谐振点火的方案。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 点火系统 气动加热 方案研究
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爆震波点火技术基本特性实验 被引量：9
5
作者 郭红杰 梁国柱 +1 位作者 马彬 张振鹏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第1期76-79,共4页
为了研究爆震波点火技术的基本特性,组建了氢氧爆震波点火实验系统,氢氧压力0.1～0.5MPa(表压),混合比1.6～9.4,常温条件下,得到了爆震波在管路中的传播特性以及爆震波点火的单管重复性能实验数据.结果表明:爆震波点火技术可以在较低的... 为了研究爆震波点火技术的基本特性,组建了氢氧爆震波点火实验系统,氢氧压力0.1～0.5MPa(表压),混合比1.6～9.4,常温条件下,得到了爆震波在管路中的传播特性以及爆震波点火的单管重复性能实验数据.结果表明:爆震波点火技术可以在较低的供气压力下获得高温(＞1300℃)高压(＞1MPa)爆震产物,爆震波点火传播速度可达3000m/s,并且具备良好的重复性能,多次点火重复性时间误差小于0.3ms. 展开更多
关键词 液体推进剂火箭发动机 爆震波 点火 点火系统 实验
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氦气谐振点火器和气氧/煤油火炬点火器研究 被引量：5
6
作者 俞南嘉 张国舟 +3 位作者 刘红军 吕奇伟 何伟锋 马彬 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第6期553-556,共4页
为了实现液体推进剂火箭发动机重复多次可靠启动,研究了利用气动谐振热效应形成的高温高能点火源进行气氧/煤油等可贮存推进剂多次点火的方案。为此研制了氦气谐振点火器和气氧/煤油火炬点火器。氦气点火器在较宽的气源温度(-2℃～33℃... 为了实现液体推进剂火箭发动机重复多次可靠启动,研究了利用气动谐振热效应形成的高温高能点火源进行气氧/煤油等可贮存推进剂多次点火的方案。为此研制了氦气谐振点火器和气氧/煤油火炬点火器。氦气点火器在较宽的气源温度(-2℃～33℃)变化范围、较大喷嘴入口压力(1 5MPa～3 0MPa)变化范围内均具有好的谐振加热性能。气氧/煤油火炬点火器能够多次可靠地点火并生成稳定的点火火炬。由于不受谐振产生条件的限制,气氧和煤油的流量可以在较大的范围内选择,生成点火火炬的温度范围也很宽,富燃点火炬更具工程应用价值。研究结果表明氦气谐振点火器及其气氧/煤油火炬点火器具有结构简单,可靠性高,无毒无污染等优点,对于重复多次启动的液体火箭发动机有着诱人的应用前景。 展开更多
关键词 液体推进剂火箭发动机 空腔谐振器 点火 点火装置
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大推力氢氧发动机瞬态特性研究 被引量：9
7
作者 郑大勇 王弘亚 胡骏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第8期1761-1769,共9页
以大推力氢氧火箭发动机为研究对象,对其瞬态特性进行了研究。根据模块化的建模和仿真思想,建立了发动机各组件的动态数学模型,开发了发动机系统各组件的仿真模块,开展了发动机动态特性仿真分析与起动时序试验研究。仿真结果表明:推力... 以大推力氢氧火箭发动机为研究对象,对其瞬态特性进行了研究。根据模块化的建模和仿真思想,建立了发动机各组件的动态数学模型,开发了发动机系统各组件的仿真模块,开展了发动机动态特性仿真分析与起动时序试验研究。仿真结果表明:推力室氧阀采用25%初级与100%全开的双开度形式,氧涡轮侧设置10%分流流量的燃气分流阀,燃气发生器在火药启动器工作至70%~80%时间段点火的系统优化配置方案,有利于控制发动机点火起动混合比,提高起动可靠性。通过添加故障因子,当涡轮效率由于故障从0.29降至0.19时,发动机工况降至故障前的78%工况,当效率降至0.06时,发动机工况降至故障前20%工况,发动机故障仿真结果与地面试验故障结果吻合较好,有利于故障分析定位。 展开更多
关键词 瞬态特性 氢氧火箭发动机 起动特性 模块化建模 仿真分析
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液体火箭发动机爆震波点火技术初步研究 被引量：6
8
作者 郭红杰 梁国柱 +1 位作者 马彬 张振鹏 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第4期375-380,共6页
对液体火箭发动机各种点火技术优缺点进行了对比分析,探讨了各种点火技术方案应用于未来先进推进系统的多管多次点火系统的可行性,讨论了各种点火技术应用方案的结构形式.对爆震波点火技术进行了初步研究,建立了气氢气氧爆震波点火的简... 对液体火箭发动机各种点火技术优缺点进行了对比分析,探讨了各种点火技术方案应用于未来先进推进系统的多管多次点火系统的可行性,讨论了各种点火技术应用方案的结构形式.对爆震波点火技术进行了初步研究,建立了气氢气氧爆震波点火的简化理论分析模型,对其在实际液氢液氧发动机中应用的具体方案进行了分析.分析结果表明,爆震波点火技术可以由低压混合气体产生高温高压的爆震产物,爆震波以高马赫数速度传播,迅速到达各点火位置.爆震波点火技术具备良好的同步性能和简单的结构方案形式,适用于液体火箭发动机多管多次同步点火. 展开更多
关键词 火箭发动机 爆震 点火 点火系统
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四对角喷管外向辐射角系数的数值模拟 被引量：7
9
作者 程惠尔 洪鑫 卢万成 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第2期69-72,共4页
研究了四对角喷管复杂几何体系幅射角系数的数值计算方法，并给出部分典型计算结果。基于两种坐标系和坐标变换的这一计算方法具有计算工作量小，代码效率高的优点，为小间距四发动机并联推进变轨飞行方案热可行性分析作好了准备。
关键词 液体火箭发动机 喷管 传热 辐射换热角系数
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液体火箭发动机切向不稳定燃烧数值分析模型 被引量：4
10
作者 刘卫东 王振国 +1 位作者 周进 庄逢辰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1998年第1期16-19,93,共5页
建立了液体火箭发动机切向不稳定燃烧数值分析模型并进行了初步分析。数值方法采用一步隐式预测、两步显式校正进行非定常流动计算的ＰＩＳＯ算法，并应用等效矩形燃烧室模型及双参数不稳定燃烧模型，通过模拟计算压力扰动波的传播过程... 建立了液体火箭发动机切向不稳定燃烧数值分析模型并进行了初步分析。数值方法采用一步隐式预测、两步显式校正进行非定常流动计算的ＰＩＳＯ算法，并应用等效矩形燃烧室模型及双参数不稳定燃烧模型，通过模拟计算压力扰动波的传播过程考察了发动机燃烧稳定性。 展开更多
关键词 液体推进剂 火箭发动机 燃烧稳定性 数值分析
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爆震波多管点火特性实验 被引量：5
11
作者 郭红杰 梁国柱 马彬 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第5期895-899,共5页
为了研究液体火箭发动机爆震波多管点火的同步性能、多次点火重复性能以及点火火炬性能,组建了氢氧爆震波多管点火实验系统.采用氢气和氧气为工质,常温供气压力0.1～0.5 MPa(表压),混合比1.8～7.2,进行了多次实验.实验结果表明:爆震波... 为了研究液体火箭发动机爆震波多管点火的同步性能、多次点火重复性能以及点火火炬性能,组建了氢氧爆震波多管点火实验系统.采用氢气和氧气为工质,常温供气压力0.1～0.5 MPa(表压),混合比1.8～7.2,进行了多次实验.实验结果表明:爆震波点火技术可以在与液体火箭发动机贮箱压力相适应的较低的供气压力下获得高温(＞1300℃)高压(＞1 MPa)爆震产物,并且具备良好的点火重复性能和多管点火同步性能,多次点火重复性时间差和多管点火同步性时间差均小于0.3 ms.爆震波多管点火技术适合用于多燃烧室液体火箭发动机的同步点火. 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 液体推进剂火箭发动机 爆震波 点火技术 实验研究
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液体火箭发动机燃烧不稳定性分析与热释放声放大机理 被引量：3
12
作者 赵文涛 周进 +1 位作者 聂万胜 庄逢辰 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 1997年第2期10-14,共5页
应用计算流体动力学方法对液体火箭发动机燃烧室内高频不稳定燃烧现象进行了数值仿真。气相方程用欧拉坐标系下的Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程组描述，液相控制方程用Ｌａｇｒａｎｇｉａｎ坐标系下进行描述，湍流模型采用高雷诺数的... 应用计算流体动力学方法对液体火箭发动机燃烧室内高频不稳定燃烧现象进行了数值仿真。气相方程用欧拉坐标系下的Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程组描述，液相控制方程用Ｌａｇｒａｎｇｉａｎ坐标系下进行描述，湍流模型采用高雷诺数的ｋ－ε双方程模型。在燃烧室内加入正弦形脉冲扰动评定燃烧稳定性。引用Ｒａｙｌｅｉｇｈ热释放声放大机理对计算结果进行了分析。 展开更多
关键词 燃烧不稳定性 液体火箭发动机 热释声
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液氧/煤油推进剂液体火箭发动机循环动力平衡分析 被引量：3
13
作者 陈杰 王克昌 陈启智 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1992年第2期53-58,共6页
本文对以液氧/煤油为推进剂的发生器循环和分级燃烧循环方案进行了分析,求出了各种循环方案的最大室压,给出了室压、推力、燃烧室混合比和喷管出口直径对发动机比冲和系统平衡参数的影响,并探讨了平衡参数对效率、涡轮压比和发生器(或... 本文对以液氧/煤油为推进剂的发生器循环和分级燃烧循环方案进行了分析,求出了各种循环方案的最大室压,给出了室压、推力、燃烧室混合比和喷管出口直径对发动机比冲和系统平衡参数的影响,并探讨了平衡参数对效率、涡轮压比和发生器(或预燃室) 展开更多
关键词 液体 推进剂 火箭 发动机 动力循环
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超声速主流中横向喷流干扰流场数值模拟 被引量：3
14
作者 周伟江 马汉东 李锋 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1993年第1期6-10,共5页
本文用二阶迎风 TVD格式求解层流 N- S方程 ,数值模拟了超声速主流与横向喷流相互作用复杂干扰流场 ,得到了合理的涡系结构 ,计算波系结构及沿物面压力分布也与实验结果一致。计算还表明 ,TVD格式不但具有较强的捕捉激波的能力 。
关键词 喷管流动 数值模拟 燃烧室 发动机
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喷管化学反应粘性流场的数值模拟 被引量：3
15
作者 张化照 梁国柱 王慧玉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1998年第5期20-24,共5页
用时间相关法的显格式求解氢氧发动机喷管的粘性化学反应流动，采用６种组分，８个基元反应有限速率的化学反应模型，湍流模型采用Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型，得到流动参数和产物的质量分数在喷管流场中的分布。计算结果... 用时间相关法的显格式求解氢氧发动机喷管的粘性化学反应流动，采用６种组分，８个基元反应有限速率的化学反应模型，湍流模型采用Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型，得到流动参数和产物的质量分数在喷管流场中的分布。计算结果表明，采用显格式方法求解喷管化学反应粘性流动是可行的。 展开更多
关键词 氢氧发动机 发动机喷管 反应动力学 粘性流
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液路耦联多发动机系统开关机动态特性研究 被引量：2
16
作者 林西强 程谋森 +2 位作者 刘昆 张育林 李威 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第4期22-25,共4页
通过对液路耦联的多发动机系统动态特性仿真研究表明：多发动机开关机时水击对相互间性能影响比较大，若设计不合理，有可能导致异常关机。给出的动力学模型可以用于空间飞行器耦联多发动机系统的结构及工作模式设计和解释一些发动机试... 通过对液路耦联的多发动机系统动态特性仿真研究表明：多发动机开关机时水击对相互间性能影响比较大，若设计不合理，有可能导致异常关机。给出的动力学模型可以用于空间飞行器耦联多发动机系统的结构及工作模式设计和解释一些发动机试车现象。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 液路耦联 开关机 动态特性
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N_2O/H_2富燃火炬式点火器研究 被引量：3
17
作者 刘盛田 柳琪 +2 位作者 高磊 翟悦 胡兴伟 《舰船科学技术》 北大核心 2008年第2期94-97,共4页
介绍N2O/H2富燃火炬式点火器的初步研究情况,包括结构设计和试验结果。该点火器具有结构独特、设计灵活、启动快速、点火能量高,而且无毒、无污染的特点。试验表明,该点火器可在较宽的工况范围内可靠地重复生成稳定的点火火炬。
关键词 点火器 燃气发生器 点火 富燃 火花塞
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N_2O/C_3H_8火炬式点火器试验研究 被引量：3
18
作者 王栋 郭红杰 +2 位作者 梁国柱 周海清 刘俊 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第6期777-782,共6页
为了研究氧化亚氮/丙烷的点火特性,在理论分析的基础上采用电激励火炬式点火方案并组建了实验系统,在不同的流量和余氧系数工况下进行了N2O(g)/C3H8(g),N2O(g)/C3H8(l)点火特性实验。结果表明:采用气液同轴离心式喷嘴的电激励火炬式点... 为了研究氧化亚氮/丙烷的点火特性,在理论分析的基础上采用电激励火炬式点火方案并组建了实验系统,在不同的流量和余氧系数工况下进行了N2O(g)/C3H8(g),N2O(g)/C3H8(l)点火特性实验。结果表明:采用气液同轴离心式喷嘴的电激励火炬式点火方案可行,实现了低余氧系数下的点火。所设计的点火器在1J的点火能量下,N2O(g)/C3H8(g)在燃烧室压强为环境大气压条件下的成功点火余氧范围为0.222～0.321;N2O(g)/C3H8(l)在燃烧室平衡压强为0.50～0.65 MPa时成功点火余氧范围为0.299～0.407,并在平衡压强提高至1～1.3 MPa后成功地引燃主发动机。 展开更多
关键词 氧化亚氮 丙烷 离心喷嘴 点火特性+
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液体火箭发动机启动冲击特性研究 被引量：3
19
作者 李锋 何泽夏 孙百红 《机械强度》 CAS CSCD 北大核心 2009年第3期375-377,共3页
将小波分析法运用于液体火箭发动机启动冲击信号的分析处理中。小波分析在时域和频域上同时具有良好的局部化性质,可以对指定频带和时段内的信号成分进行任意尺度的分析,从而可以聚焦到对象的任意细节,特别适合分析不同启动冲击信号之... 将小波分析法运用于液体火箭发动机启动冲击信号的分析处理中。小波分析在时域和频域上同时具有良好的局部化性质,可以对指定频带和时段内的信号成分进行任意尺度的分析,从而可以聚焦到对象的任意细节,特别适合分析不同启动冲击信号之间细小的时序和频率成分差异。通过对启动冲击信号时间—能量谱、频率—能量谱、时间—频率—能量谱的多视角聚焦分析,发现不同信号之间的细小时序和频率差别,分析可能的影响因素。为液体火箭发动机启动过程的故障诊断提供参考依据。 展开更多
关键词 小波分析 液体火箭发动机 启动冲击
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羽流光谱的原子辐射仿真 被引量：4
20
作者 赵永学 张育林 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第2期15-18,共4页
为对液体火箭发动机羽流光谱实验数据进行定量分析 ,通过建立高温气体下辐射传递模型 ,对1 Cr1 8Ni9Ti的理论光谱进行了仿真计算。结果表明 ,在路径一定的情况下 ,羽流中原子浓度较低时 ,可采用光学薄模型 ,原子浓度较高时 。
关键词 羽流 光谱测量 数值仿真 液体火箭发动机
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