【摘 要】
：
隔离段波系及性能关系到进气道起动及燃烧室的燃烧模式，对上下游流道性能有很大影响.宽范围马赫数工作条件下RBCC发动机其中心支板及高速一次射流的引入使隔离段波系结构
【机 构】
：
西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室,陕西西安710072
论文部分内容阅读
隔离段波系及性能关系到进气道起动及燃烧室的燃烧模式，对上下游流道性能有很大影响.宽范围马赫数工作条件下RBCC发动机其中心支板及高速一次射流的引入使隔离段波系结构更为复杂多变.本文采用耦合隐式求解方法，湍流模型选择Menter SST k-ω模型，开展RBCC发动机隔离段内三维流场数值模拟.以施加不同背压对应下游燃烧室不同的燃烧模式条件，研究飞行马赫数Ma=3.0和Ma=5.5两种来流条件下RBCC隔离段激波系特征.结果表明：高速射流对RBCC隔离段波系有较大影响，随着背压上升，起始激波向上游移动，激波系组成由射流挤压波系逐渐转变为管流-射流挤压混合波系到管流波系.高背压造成的中心支板与壁面大尺度边界层分离使混合段内波系结构畸变.
其他文献
针对Ma4.5/H18.5km飞行状态,研制了连续旋转爆震冲压发动机原理样机,总长660mm,爆震室和尾喷管长360mm.成功实现了氢气燃料旋转爆震稳定燃烧,爆震波传播频率达到8.35kHz
通过侧偏捕获的流线追踪方式设计了几种高超内转进气道，研究了相同反压不同工况(设计点工况和正负6度攻角工况)下侧偏捕获对内转进气道激波串形态的影响。研究表明，在设计
余氧系数是燃料燃烧过程中的一个重要工况参数。本文对不同余氧系数条件氧/煤油燃气流进行热力计算，运用基于吉布斯最小自由焓化学反应计算模型得到燃气流平衡组成，通过拟
2016年6月26日，搭载长征七号运载火箭首飞的多用途飞船缩比返回舱顺利着陆，标志着我国新一代飞船首次试验飞行圆满成功。本文主要对典型返回式飞船热防护设计方案进行介绍，
本文对二元进气道模型及进气道简化模型进行了实验探究与数值计算，分析其在高超声速来流条件下的再起动过程，得到再起动极限收缩比。分析了进气道再起动性能随唇口角度、边
高超声速飞行器在飞行过程中底端面受到发动机对流换热、辐射加热的作用，因此需要分析底端面在发动机对流换热、辐射加热共同作用下的温度场分布，为结构设计提供依据。本文
本文通过风洞试验研究了一个设计马赫数为6.0,内收缩比为2.0的高超声速进气道的不起动特性并验证开设回流通道对进气道自起动的改善效果.研究结果表明：进气道在Ma=5.0,时
根据给定壁面线性减速规律设计曲面压缩面的方法，发展了一种壁面马赫数采用两段线性分布的减速规律设计方法，基于Isight软件对两段线性减速的压缩面进行优化设计，分析了压缩
为了探究前体几何构型对高超声速前体/进气道气动特性的影响，在高超声速前体/进气道二维无粘流场基础上，给出了一种基于流线追踪确定高超声速前体几何构型的方法，并对该类前
由于激波风洞喷管起动与进气道起动相“耦合”的流动过程复杂，喷管起动过程中的波系结构对进气道脉冲起动过程的影响规律难以准确把握。本文从简化问题的研究思路出发，将激