导读:本文包含了超燃冲压发动机论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:发动机,超声速,激波,风洞,不稳定性,飞行器,喷管。
超燃冲压发动机论文文献综述
丁海昕,钟诚文[1]（2019）在《不同PDF模型在超燃冲压发动机数值模拟中的应用》一文中研究指出湍流与燃烧相互作用对复杂超声速燃烧流场产生影响,基于设定型PDF(Probability Density Function)模型对其不同分布模型进行研究。考虑温度和组分联合概率密度函数,采用β-PDF和δ-PDF方法对HF2直连式发动机模型进行模拟,并与该发动机风洞试验数据进行对比。结果表明:无论是定量还是定性分析,两种PDF方法的预测结果与实验结果吻合好,说明湍流与化学反应相互作用不能忽略;采用β分布的算例壁面压强分布结果与实验结果吻合更好,燃烧效率更高,更能够捕捉湍流对于化学反应的影响。(本文来源于《航空工程进展》期刊2019年05期）
姚轩宇,王春,喻江,苑朝凯,姜宗林[2]（2019）在《JF12激波风洞高Mach数超燃冲压发动机实验研究》一文中研究指出针对高Mach数(Ma≥7)超燃冲压发动机高气动阻力下的燃烧组织问题,提出一种双突扩燃烧室结构方案.使用数值模拟方法考察了射流与双突扩燃烧室组合方式的混合燃烧特性.设计了双突扩超燃冲压发动机模型,在力学研究所JF12长试验时间激波风洞内,开展了Ma=7.0和Ma=9.5的氢燃料点火和燃烧试验对比.在风洞有效试验时间100 ms内,实现了Ma=7.0和Ma=9.5超燃冲压发动机的成功点火与稳定燃烧.在Ma=7.0情况下,进气道采用叁维压缩,燃烧室入口设计Mach数Mac=2.5,壁面压力分布实验结果显示燃烧放热靠近燃烧室扩张段上游;在Ma=9.5情况下,进气道采用二维压缩,燃烧室入口设计Mach数Mac=3.5,由于燃烧室流动速度特别高,燃烧放热靠近燃烧室扩张段下游.(本文来源于《气体物理》期刊2019年05期）
张家增,杜周[3]（2019）在《超燃冲压发动机尾喷管构型优化的数值模拟研究》一文中研究指出介绍/亮点 Introduction/Highlight尾喷管的作用在于将燃烧室产生的高温高压燃气膨胀加速产生推力,对尾喷管构型的优化设计可以解决高超声速飞行器净推力不足的问题。针对常规的抛物线型对称壁面尾喷管构型,采用MATLAB编写时间推进麦考马克算法进行初始验证,基于ISIGHT集成优化平台集成sculptor,fluent和calculator叁个组件,并使用NSGA-Ⅱ算法对流经出口的空气动量流量进行极大值方向优化模拟分析。结果表明:优化前原型喷管内有超音速气流壅塞现象,优化后喷管构型喉部发生移位并进一步扩张,外表面两边(本文来源于《中国力学大会论文集（CCTAM 2019）》期刊2019-08-25）
孟宇,顾洪斌,岳连捷,张新宇[4]（2019）在《超燃冲压发动机加速过程中燃烧不稳定性研究》一文中研究指出本研究在直连式超燃冲压发动机实验台实现了超燃冲压发动机动态连续加速,进行了等当量比和连续递减当量比试验。实验模拟了高超声速飞行器高空加速过程,飞行马赫数Ma 5加速至Ma 6,燃烧室马赫数2.4至2.9。在均匀加速过程中,第一凹腔出现了压力压比的非均匀变化,而第二凹腔压力压比变化均匀。压力是燃烧释热状态的体现。在加速过程中保证当量比不变的同时,燃烧组织会发生不均匀的变化。火焰在低马赫数时主要表现为稳定的剪切层火焰和射流稳焰共存。随着来流马赫数提高,火焰逐渐在射流稳焰和剪切层稳焰切换,是一种不稳定的火焰结构。火焰的不稳定切换,导致了燃烧室压力压比的不稳定。得到了超燃冲压发动机在实际飞行加速过程中的不稳定特性,以及这一不稳定主要由火焰结构转换导致的结论。(本文来源于《中国力学大会论文集（CCTAM 2019）》期刊2019-08-25）
李季,田野,钟富宇,杨顺华[5]（2019）在《边界层抽吸对超燃冲压发动机流场特性的影响研究》一文中研究指出为了解边界层抽吸对超燃冲压发动机流场的影响,采用风洞试验和数值计算对隔离段激波串特性以及燃烧室燃烧特性进行了研究。结果表明,在发动机入口马赫数2.0,总温950K,总压0.82MPa的来流条件下,当量比为0.18先锋氢气与不同当量比煤油共同燃烧呈不稳定状态,激波串在隔离段内前后振荡传播。当煤油当量比为0.29时,激波串振荡前缘远离抽吸位置,边界层抽吸对发动机流场基本没有影响。随着煤油当量比逐渐增大,激波串前缘位置到达抽吸区附近,边界层抽吸开始产生影响,改变了隔离段内的激波串动态演化过程、形态结构以及位置分布,同时有效提高了隔离段抗反压特性,使得煤油最大当量比可以由0.38增大至0.42。此外,边界层抽吸对发动机内的亚燃/超燃区域分布也会产生影响。(本文来源于《推进技术》期刊2019年12期）
李楠[6]（2019）在《超燃冲压发动机内激波串运动不稳定及控制方法研究》一文中研究指出超燃冲压发动机依靠前体、进气道压缩气流,这导致了隔离段内存在由入射激波引起的激波附面层相互作用、气流偏折以及流场畸变等。这使得发动机内流动存在非线性特性,导致发动机工作过程中存在突变以及分岔现象。目前关于真实发动机内复杂流动对发动机影响的研究较少,其所带来的潜在问题不能被很好地暴露。故本课题侧重研讨高超声速隔离段内激波串不稳定运动(振荡、突跳)及其对发动机的影响;分析波系变化对激波串运动的影响,进而对影响激波串运动的特征参数进行分析;随后对激波串的动力学特性、不稳定的动力学机制及稳定性判据进行分析;最终提出考虑入射激波影响时的发动机裕度控制方法。为了探究激波串运动不稳定对发动机的影响,其不稳定的机制以及控制方法,本课题开展了如下几方面工作:首先,开展了激波串运动不稳定对发动机影响的研究。进气系统的工作状态一方面影响着发动机的稳定性;另一方面也影响着发动机性能。存在入射激波时发动机加速过程中隔离段出口质量流量会出现剧烈波动,然而在地面燃烧实验中并没有监测到激波串运动不稳定对推力造成的影响。当飞行马赫数较低或攻角较大时,隔离段入口处会形成多个距离较近的激波附面层作用区域。当激波串移动至此区域时会向上游快速移动,随后其被推出隔离段入口,发动机出现喘振甚至是不起动。由此可以判断入射激波对发动机的安全边界有较严重的影响。从冲压发动机控制发展过程出发并且结合激波串运动对发动机的影响,论证了冲压发动机内激波串控制的必要性。其次,针对激波串不稳定运动对发动机不同影响的问题,开展了波系、背压变化对激波串运动影响的研究。在隔离段入口上下壁面同时存在激波附面层作用时,激波串整体会出现较大幅度的振荡。背压变化速率对激波串运动起着重要的影响,当背压变化主频高于入射激波扰动的特征频率时,背压将主导激波串的运动;当激波串受到入射激波扰动时,背压比上游压力变化缓和;在考虑振荡背压时,其振荡特性湮没了入射激波造成的扰动。进而解释了入射激波并没有影响发动机推力的原因。通过特征参数分析可知,激波串运动不稳定和附面层内流动参数的非线性分布有关。再次,针对激波串运动的不稳定机制开展了深入研究。在Billig公式的基础上增加了沿程压力梯度的影响,修改后的模型可以定性地对入射激波影响下的激波串运动轨迹进行预测。随后提出了一种激波串机理建模方法,并将建模工作拓展到有入射激波影响的流场环境下,该动力学模型可以定性地对激波串的不稳定运动进行表征。通过稳定性分析可知,在均匀流场条件下激波串系统存在一个稳定实数极点和一对稳定共轭极点。然而当存在入射激波时,附面层所能承受的最大压力存在非线性,压力梯度的变号导致系统结构由稳定变为不稳定,进而出现一个不稳定极点并且主导了激波串的运动。最后,分析了入射激波影响下激波串运动的可控性及可观性,发现激波串的突跳并不能通过下游执行机构进行控制,振荡部分仍可控但对控制系统响应要求较高;通过可观性分析可知,发动机裕度的监测严重依赖于沿程参数。通过激波串不稳定运动对发动机裕度控制系统影响的分析可知:激波串的不稳定会对控制系统的抗干扰能力造成严重影响。结合激波串不稳定机制及稳定性判据,提出了基于指令修改的超燃冲压发动机裕度控制方法。在直连风洞实验台上对控制方法进行了验证,初步证明该方法能够有效地实现发动机裕度控制,并保障发动机安全高效工作。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2019-06-01）
尤厚丰[7]（2019）在《基于一维Euler方程的超燃冲压发动机建模及应用》一文中研究指出吸气式高超声速飞行器由于其突出的战略意义,已经成为世界各航空航天大国都十分重视的研究领域,超燃冲压发动机技术和机体/推进一体化分析方法是研究人员的重点研究方向。对超燃冲压发动机做出快速性能评估依赖于快速有效的超燃冲压发动机准一维数值模拟方法,对一体化构型进行设计分析依赖于高超声速飞行器/超燃冲压发动机一体化流场的耦合计算方法。基于此,本文开展了如下研究工作:首先将有限速率化学反应引入超燃冲压发动机准一维计算方法中,建立了考虑截面面积变化、质量添加和摩擦力等影响因素的化学非平衡流准一维Euler方程。为解决数值求解刚性问题,采用Strang时间分裂法将化学非平衡流动分解为流动和化学反应两部分,并给出了基于“源项消去法”构造的双时间步流动求解格式和基于拟稳态逼近求解器α-QSS的化学反应计算方法,从而发展了一套完整的适用于超燃冲压发动机非定常性能快速分析的准一维程序。通过对不同的超燃冲压发动机燃烧室模型的仿真与实验结果的对比验证了准一维程序的适用性和准确性,并计算分析了当量比和进口压强对燃烧流场的一维影响特性。在高超声速飞行器机体/推进一体化建模方法研究中,基于FLUENT UDF混合编程的方法实现了内外流场连接界面和耦合迭代求解过程的数据传递,从而建立了高超声速飞行器二维外流场和超燃冲压发动机准一维内流场的耦合计算方法。采用该方法对某典型一体化高超声速飞行器构型开展了冷流条件和点火条件下的一体化流场计算,结果表明通过该耦合方法计算的流场参数分布合理,同时能够较为有效的计算出飞行器外流场特征、发动机内化学非平衡流特性以及内外流的真实耦合效应。本文的相关工作可为超燃冲压发动机的性能分析和吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化分析设计提供重要参考。(本文来源于《合肥工业大学》期刊2019-04-01）
李旭彦,郑星,薛瑞[8]（2019）在《超燃冲压发动机技术发展现状及相关建议》一文中研究指出高超声速飞行器技术的发展是人类继发明飞机、突破声障、进入太空之后又一个划时代的里程碑,而以超燃冲压发动机为代表的高性能推进技术则是实现高超声速飞行的核心关键技术之一。因此,美国等航空航天强国正加紧布局,积极开展相关技术研发。本文对世界各主要国家超燃冲压发动机技术的研究发展现状进行了梳理分析,并基于我国研究现状提出了进一步的发展建议。(本文来源于《科技中国》期刊2019年02期）
吴颖川,贺元元,张小庆,任虎,刘伟雄[9]（2019）在《超燃冲压发动机推力性能评估方法》一文中研究指出超燃冲压发动机与飞行器紧密耦合,使得在地面试验直接测量发动机流道有效推力非常困难。为了更有效获得发动机推力性能,提出了一种基于机体推进一体化性能试验的评估方法,基于脉冲燃烧风洞带动力一体化测力试验直接获得飞行器的整机净推力。基于净推力加机体外阻的方法获得了发动机有效推力。同时提出了一种通过流量计测量飞行器机体外阻的试验技术,并对测量误差进行了分析(均方根误差小于2.54%)。与传统的台架推力差减内阻的方法相比,该方法把发动机流道内阻计算转为飞行器机体外阻计算或测量,为超燃冲压发动机推力性能评估提供了一种全新思路。(本文来源于《推进技术》期刊2019年01期）
高勇刚,刘洋,余晓京,霍东兴,杨玉新[10]（2019）在《固体火箭燃气超燃冲压发动机燃烧组织技术研究》一文中研究指出为了研究一次火箭室压、一次燃烧产物组分、不同燃烧室构型对于固体火箭燃气超燃冲压发动机性能的影响,采用全流道一体化数值模拟的计算方法,研究了纯气相一次燃烧产物的火箭室压、不同碳颗粒比例的一次燃烧产物、40%的碳颗粒含量的一次燃烧组分下分流道以及波瓣结构两种混合增强方式叁种因素对于中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机补燃室流动燃烧以及发动机性能的影响。结果表明:一次火箭室压增大的同时,由于一次火箭喷管面积比相应地随之增大,一次火箭喷管出口射流的平均压强并未增加,避免了壅塞现象的产生,同时随着一次火箭室压的增加,发动机的推力以及比冲均呈上升趋势;碳颗粒的含量越少,发动机的性能越高,发动机的性能对于推进剂的要求较高;两种混合增强方式对于补燃效率的提高意义明显,合理设计混合增强装置有助于发动机性能的提高。(本文来源于《推进技术》期刊2019年01期）
超燃冲压发动机论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
针对高Mach数(Ma≥7)超燃冲压发动机高气动阻力下的燃烧组织问题,提出一种双突扩燃烧室结构方案.使用数值模拟方法考察了射流与双突扩燃烧室组合方式的混合燃烧特性.设计了双突扩超燃冲压发动机模型,在力学研究所JF12长试验时间激波风洞内,开展了Ma=7.0和Ma=9.5的氢燃料点火和燃烧试验对比.在风洞有效试验时间100 ms内,实现了Ma=7.0和Ma=9.5超燃冲压发动机的成功点火与稳定燃烧.在Ma=7.0情况下,进气道采用叁维压缩,燃烧室入口设计Mach数Mac=2.5,壁面压力分布实验结果显示燃烧放热靠近燃烧室扩张段上游;在Ma=9.5情况下,进气道采用二维压缩,燃烧室入口设计Mach数Mac=3.5,由于燃烧室流动速度特别高,燃烧放热靠近燃烧室扩张段下游.
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
超燃冲压发动机论文参考文献
[1].丁海昕,钟诚文.不同PDF模型在超燃冲压发动机数值模拟中的应用[J].航空工程进展.2019
[2].姚轩宇,王春,喻江,苑朝凯,姜宗林.JF12激波风洞高Mach数超燃冲压发动机实验研究[J].气体物理.2019
[3].张家增,杜周.超燃冲压发动机尾喷管构型优化的数值模拟研究[C].中国力学大会论文集（CCTAM2019）.2019
[4].孟宇,顾洪斌,岳连捷,张新宇.超燃冲压发动机加速过程中燃烧不稳定性研究[C].中国力学大会论文集（CCTAM2019）.2019
[5].李季,田野,钟富宇,杨顺华.边界层抽吸对超燃冲压发动机流场特性的影响研究[J].推进技术.2019
[6].李楠.超燃冲压发动机内激波串运动不稳定及控制方法研究[D].哈尔滨工业大学.2019
[7].尤厚丰.基于一维Euler方程的超燃冲压发动机建模及应用[D].合肥工业大学.2019
[8].李旭彦,郑星,薛瑞.超燃冲压发动机技术发展现状及相关建议[J].科技中国.2019
[9].吴颖川,贺元元,张小庆,任虎,刘伟雄.超燃冲压发动机推力性能评估方法[J].推进技术.2019
[10].高勇刚,刘洋,余晓京,霍东兴,杨玉新.固体火箭燃气超燃冲压发动机燃烧组织技术研究[J].推进技术.2019
论文知识图
![实验飞行器HyFly计划[15]](http://image.cnki.net/GetImage.ashx?id=1012033304.nh0003&suffix=.jpg)