脉冲爆震发动机起爆点火系统方案研究

在分析爆震波的基本理论、脉冲爆震发动机(PDE)的工作原理及对现有航空发动机和汽车点火系统进行研究的基础上,根据PDE对起爆系统点火能量和火花频率可调的要求,提出了以晶闸管为开关控制元件和电容储能的半导体高能点火系统方案．设计的倍压整流、半波整流和直流供电的脉冲爆震发动机起爆点火系统实现了点火能量和火花放电频率的控制．电路模拟仿真表明,设计的起爆点火系统可满足脉冲爆震发动机的要求．     

壁电荷对介质阻挡放电特性的影响

为了研究壁电荷对介质阻挡放电特性的影响,实验测量了不同驱动电压幅值、气体间隙距离和介质板厚度下的介质阻挡放电的电压-电流特性,并运用气体放电理论和简化的理论模型对实验结果和介质阻挡放电的发展过程进行了分析。结果表明,由于壁电荷的作用使得DBD放电发生的时刻在驱动电压正负半周期不对称,相邻两次放电间隔长短交替;随着驱动电压幅值的增加,介质板厚度或气体间隙距离的减小,DBD微放电增多,传输电荷量增多,介质表面累积电荷量增多,壁电荷对介质阻挡放电的影响增大;当壁电荷足够多时,甚至会出现反向放电。     

Delphi程序的使用限制和注册

介绍在Delphi环境下，利用注册表类Tregistryinifile为应用程序添加注册要求及对使用次数和使用日期的限制，同时在注册后自动解除这种限制。     

不同初始温度下氩等离子体演化过程研究

本文对不同初始温度下氩等离子体中主要粒子随时间的演化规律进行数值模拟,跟踪各主要成分粒子的浓度随时间的变化,得到放电后氩等离子体中主要带电粒子和中性粒子浓度随时间的变化规律。计算结果表明,氩等离子体化学反应达到平衡所需时间随初始温度升高逐渐减少,活性粒子Ar⁺浓度随时间不断增大,Ar^*、Ar^**浓度随时间先增大后减小,最终趋于稳定值达到平衡状态。     

开孔形状对迷宫冷却结构冷却效率的影响

为了获得开孔形状对燃烧室新型迷宫复合冷却结构冷却效率的影响规律,采用数值模拟方法研究迷宫冷却结构的外侧壁冷却孔分别为簸箕形孔、圆锥形孔和圆柱形孔时内外壁温的分布情况,获得其壁温及冷却效率的分布规律,并在迷宫冷却结构三层壁的热侧面对它们的冷却效率进行对比。研究表明:在一定范围内,外侧壁冷却孔为带有扩张形出口的簸箕形孔和圆锥形孔时,迷宫冷却结构三层壁热侧面的冷却效率优于圆柱形孔的;并且席壁热侧面的冷却效率与外侧壁冷却孔的流量系数正相关。     

二维爆震波胞格结构的数值模拟

用时间算子分裂法来分离普通流体流动和化学反应方程,采用加权基本无振荡格式构建了带有复杂状态方程的欧拉方程组;提出一种新的熵修正方法,并结合Roe平均格式来解决激波的不稳定问题。通过对带有详细化学反应的爆震波进行数值模拟,获得了独特规则的胞格结构,描述了胞格的特点及其形成的原因,胞格的长宽比和以往的实验和计算结果基本一致。研究结果表明新的熵修正方法和加权基本无振荡格式可以很好地进行爆震波结构的模拟。     

大气压等离子体助燃DBD激励器放电特性实验研究

等离子体DBD激励器可以在大气压或高于大气压的条件下产生等离子体。激励器的放电特性作为等离子体密度的决定因素,控制着等离子体助燃的作用及其效果。笔者在大气压条件下对不同电极距离、介质层厚度、激励器电极布局下的等离子体气体放电特性进行了实验研究。实验结果表明:可以通过减小介质层厚度、在合适范围内减小电极间距、优化激励器电极布局来提高电场场强、等离子体助然的效果。     

脉冲爆震发动机性能对爆震室材料强度的需求

根据脉冲爆震发动机的工作特点及其典型的失效模式,推导了脉冲爆震发动机性能与爆震室材料强度的关系,建立了发动机性能对材料强度的需求模型。研究表明,PDE推力、推重比分别与材料屈服应力的平方和屈服应力-密度比成正比。要应用于实际,必须克服高温工作环境的障碍,可以研制新的耐高温高强度材料;表面喷涂陶瓷热胀涂层;采取高效的冷却措施等。     

等离子体隐身对飞行器表面的影响研究

针对等离子体在飞行器隐身中的应用．建立了等离子体与飞行器表面碰撞作用的模型．分析了碰撞所产生的等离子体能量和角度分布．计算了注入等离子在飞行器表面的浓度分布及溅射额随鞘层电场的变化，讨论等离子注入后所引起的晶格损伤、崩溃及在飞行器表面可能形成的针孔、气泡等．计算了离子体与飞行器表面碰撞产生的加热功率和离子注入温升．分析了离子注入对飞行器表面产生的各种影响。研究表明，隐身中的等离子体会对飞行器表面造成影响．但影响程度取决于离子的能量、密度和方向等。     

激波聚焦起爆脉冲爆震发动机性能分析

为研究激波起爆脉冲爆震发动机的性能,建立了其性能计算的简化模型和计算方法,计算分析了共振腔直径为90 mm时,推力、耗油率等主要性能参数随共振腔进口气流参数条件及飞行条件的变化.计算结果表明,随着共振腔进口气流总压的升高,发动机推力增大,耗油率降低,而随着进口气流总温的升高,发动机推力减小,耗油率降低;随着飞行马赫数的增大,发动机的推力和耗油率增大,而随着飞行高度的升高,发动机的推力和耗油率减小.