国家高技术研究发展计划(2010AA702308)
- 作品数：6 被引量：21H指数：3
- 相关作者：张蒙正南向军刘晓伟郭海波南向谊更多>>
- 相关机构：西安航天动力试验技术研究所更多>>
- 发文基金：国家高技术研究发展计划更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术更多>>
- RBCC火箭对直扩通道抗反压能力的影响研究被引量：2
- 2015年
- 提高直扩通道抗反压能力,改善进气道/燃烧室匹配特性,是RBCC研究的重要方向。本文研究了在隔离段出口位置布置火箭对直扩通道的抗反压能力的影响,并对比了火箭中心和侧壁布置方式下的数值仿真结果。研究表明:火箭射流可以提高直扩通道的抗反压能力,且抗反压上限和火箭室压呈现出较好的线性关系;火箭侧壁布置较中心布置抗反压能力稍强;火箭侧壁布置,火箭高室压和高反压条件下,背压激波以正激波形态存在。
- 刘晓伟刘昊张蒙正
- 关键词：RBCC发动机
- 火箭推力室喷管内激波对RBCC性能影响分析被引量：3
- 2013年
- 针对火箭基组合循环(RBCC)动力系统引射火箭喷管的工作状况,采用准一维方法,假设引射模态火箭推力室喷管内在某些条件下产生的激波为正激波,分析了正激波的存在条件及其对RBCC动力系统性能的影响。结果表明:引射火箭推力室室压越低或飞行器飞行马赫数越高,引射火箭喷管内越易产生正激波;火箭喷管正激波的产生对RBCC动力系统引射性能及比冲特性有一定影响。
- 路媛媛张蒙正严俊峰
- 关键词：RBCC引射模态正激波
- 马赫数2.5～7.0的二元变几何进气道设计被引量：7
- 2015年
- 针对RBCC发动机Ma=2.5~7.0的宽范围工作要求,提出了一种部分顶板转动+唇口平移的二元进气道变几何方案,并通过数值仿真对其总体性能和调节方法进行了研究。结果表明:采用激波依次封口设计概念的变几何进气道在高低马赫数下的总体性能较优,尤其具有良好的流量捕获能力。转动部分顶板的变几何方案拓宽了进气道工作范围,向后平移唇口可以实现超额定工况的起动和Ma=2.3的自起动。变几何进气道的调节方法简单、工程应用可行。
- 李永洲刘晓伟张蒙正南向军
- 关键词：RBCC高超声速进气道变几何数值仿真
- 反折式二元超声速进气道研究被引量：1
- 2014年
- X-51A采用带两级压缩楔面的反折式进气道设计方案,这是一体化权衡设计的结果,要求进气道设计综合各方面因素进行多目标优化。从发动机设计角度出发对类似于x-51A的反折式二元进气道进行了研究,合理选择了进气道的设计变量并运用多目标粒子群优化算法(MOPSO)对带两级压缩楔面的反折式二元进气道按总压恢复系数、流量系数及出口马赫数三个目标函数进行了多目标优化设计,计算中性能指标参数评估基于Euler方程求解得到。通过优化计算得到了带两级压缩楔面的反折式进气道相关性能指标参数最优变化关系及结构方案,可为后续进气道与飞行器一体化权衡提供设计参考。
- 柳长安南向军闫志勇
- 关键词：多目标优化粒子群优化算法EULER方程
- RBCC发动机纯火箭模态流场数值仿真研究被引量：1
- 2016年
- 基于某火箭基组合循环(RBCC)发动机结构及气动参数开展了飞行高度30 km、飞行速度8 Ma时,发动机纯火箭模态三维流场数值仿真。对进气道、燃烧室、尾喷管、火箭发动机等组件流场结果进行分析,并计算了发动机总体推力。结果表明:纯火箭模态下,RBCC发动机进气道存在气流分离,喉部总压恢复系数约为0.34;燃烧室存在两股气流掺混,二级进出口总压损失约38.5%;二级燃烧室流场结构复杂,使得尾喷管入口截面气流参数分布不均,其总压畸变值为0.648;纯火箭模态下该RBCC发动机轴向推力约1 700 N。
- 张留欢南向军张蒙正
- 关键词：火箭基组合循环发动机数值仿真
- 空气涡轮火箭发动机热力循环特性分析被引量：7
- 2015年
- 采用热力学第一定律分析法分析了液体推进剂空气涡轮火箭发动机(Air Turbo Rocket,ATR)的基本热力过程,通过能量平衡计算得出了理想循环功、热效率和发动机比冲,确定了影响理想热力循环性能的5个特征参数,进而分析了地面静态和飞行状态下热力学特征参数对发动机热力循环性能的影响规律。结果表明:提高燃烧室温比、发生器温比和涡轮落压比有利于ATR循环功和燃料比冲性能的提升,提高压气机压比将在增大循环功和热效率的同时降低燃料比冲性能;理想循环热效率随来流马赫数的增大而增大,循环功和燃料比冲随来流马赫数的增大而先增大后减小,存在极大值。
- 李文龙郭海波南向谊
- 关键词：空气涡轮火箭发动机热力循环热效率
