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介绍了德国航空航天研究院在超燃冲压发动机方面开展的基本研究工作,介绍了试车台组成和进行的超音速燃烧试验以及采用的测量方法。 相似文献
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为探讨超燃冲压发动机的稳定燃烧问题,以煤油作燃料,利用单独喷射煤油、两相喷射煤油与氮气和将煤油气化后喷射的三种喷射方法,研究了煤油在超燃冲压发动机燃烧室内的燃烧特性.最后,介绍了试验方法及其结果. 相似文献
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介绍了日本Ma=4~8自由射流式冲压发动机试车台的工作范围及设备构成情况,对建台过程中遇到的试车台起动、加热器振荡燃烧、压力测量滞后、安全性等技术问题也做了介绍。 相似文献
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从燃烧特性和对机体冷却的必要性等方面考虑,液氢是比较理想的可将机体加速到高超声速的燃料,但因其燃料箱太大,实际应用有困难。而采用航空燃料,其燃烧特性和冷却性能方面也存在问题。本研究采用单成分碳氢燃料在超燃冲压发动机燃烧室模型中进行了燃烧试验,以了解其基本燃烧特性为目的,对喷气燃料中含量多的正烷烃,按其含碳数从7到16分成5组进行了燃烧试验,比较了每种燃料的自发点火性和保焰性,介绍了试验方法及结果。 相似文献
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超燃冲压发动机喷管性能的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
使用Ma=2.5的高温气流测量了超燃冲压发动机喷管的推力,高达3100K的总温通过燃烧一甲基肼(MMH)和四氧化二氮(NTO)获得。监测喷管壁压,以估算出喷管的压力,使用相同的喷管进行一组低温氮(N2)流实验。一种非粘性二维码可模拟低温氮流时的喷管性能。化学动力学计算还预测出了误差在3.6%以内的MMH/NTO实验结果。对超燃冲压发动机喷管内的动力损失、二维损失和摩擦损失进行了鉴定,还讨论了H2燃料发动机喷管性能的尺度效应。 相似文献
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在超燃冲压发动机燃烧试验中现察到的弱燃烧与强燃烧都是边界层内的燃烧。实验证明从弱燃烧向强燃烧的过渡就是燃烧空中的发动机壁面边界层分离区的形成和该分离区内燃料/空气混合、燃烧的促进及其相互作用的过程。 相似文献
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实验研究了过去在非燃烧条件下研究的相互逆转的纵涡流。探讨了在向纵涡流内喷射燃料进行燃烧时纵涡流的形成过程以及促进混合/燃烧的效果。介绍了实验装置、实验结果及其分析。 相似文献
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近几十年,各国均投入了大量的人力物力进行超燃冲压发动机及相应飞行器的研究.根据各国已经成功进行的超燃冲压发动机项目,介绍了超燃冲压推进系统飞行试验的总体规划和试验方法,可以为将来的超燃冲压发动机飞行试验提供参考. 相似文献
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分析了超声速冲压发动机试验设备(RJTF)间接加热(S)及直接加热(V)方式气流所含残留原子团、游离基对发动机点火及燃料性能影响,同时又对比HIEST冲击波和加热方法产生残留原子团、游离基对发动机着火性能影响,气流中H2O对着火有抑制作用。OH原子团、游离基及O原子有促进着火作用。 相似文献
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对日本超声速自由射流冲压发动机试验台的流场评析 总被引:1,自引:1,他引:0
分析了 Ma =4、 Ma =6、 Ma =8三种自由射流喷管出口流场情况 ,当设备采用直接燃烧加热器加热模拟空气时 ,Ma =6喷管出口温度场较差 ,总温分布高低差值为 80 K~ 180 K,而采用蓄热体热交换方式加热的其它喷管流场则相对好些 ,且蓄热体加热形式的喷管出口马赫数分布情况也均在允许范围内 ,可以满足超燃冲压发动机 (试验件 )燃烧状态试验及性能评价试验要求。 相似文献
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为开发未来高超声速飞行器用超燃冲压发动机,提出了不改变流路形状使气流减速的方法,即磁流体动力(MHD)能量旁路超燃冲压发动机方案。利用超燃冲压发动机的正常准一维数值计算探讨了磁流体动力能量旁路对发动机内流场及其性能的影响。介绍了计算方法、计算公式及其结果等。 相似文献
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为了增加推力,对超燃冲压发动机在RJTF试验台进行的Ma=4燃烧试验。用1/5缩尺模型进行内流场的模拟试验,从而研究进气道、隔离段及燃烧室、尾喷管内通道的流动特性,对发动机从弱燃烧到强燃烧及到不起动过程中的附面层分离的形成和发展做进一步的了解,以寻找改进内流动,提高发动机推力的有效方法。内流场的模拟试验采用尾部节流堵塞改变燃烧室压力的方式进行,尽管这种方法是简单有效的,但模拟马赫数范围受到限制,真正模拟到燃烧试验中的内流场情况,还有待进一步做工作。 相似文献