推进技术
2006年第27卷第2期文章目次
2006, 27(2):97-100.
摘要:
采用富燃的气氧/酒精燃气发生器以及可变结构的引射器后体,研究了引射器后体结构以及一次火箭工作压强对于SMC燃烧模式下引射火箭性能的影响。实验结果表明,引射器后体结构对于提高SMC二级燃烧模式下引射火箭的相对推力非常关键,而一次火箭工作压强的作用相对较小。通过优化引射器后体结构,在SMC二级燃烧模式下工作的引射火箭可以产生较大的推力增强。
采用富燃的气氧/酒精燃气发生器以及可变结构的引射器后体,研究了引射器后体结构以及一次火箭工作压强对于SMC燃烧模式下引射火箭性能的影响。实验结果表明,引射器后体结构对于提高SMC二级燃烧模式下引射火箭的相对推力非常关键,而一次火箭工作压强的作用相对较小。通过优化引射器后体结构,在SMC二级燃烧模式下工作的引射火箭可以产生较大的推力增强。
2006, 27(2):101-105.
摘要:
从甲烷点火燃烧的GR I-M ech 1.2详细化学反应动力学模型出发,采用“准稳态”假设方法来对其进行简化,得到了包含18组分14步总包反应的简化反应模型。通过典型试验结果对比和基于均匀试验设计的校核计算结果比较可以看出,采用“准稳态”假设方法得到的简化反应动力学模型能有效地再现详细基元反应模型的反应机理,具有较高精度,是可靠而有效的。
从甲烷点火燃烧的GR I-M ech 1.2详细化学反应动力学模型出发,采用“准稳态”假设方法来对其进行简化,得到了包含18组分14步总包反应的简化反应模型。通过典型试验结果对比和基于均匀试验设计的校核计算结果比较可以看出,采用“准稳态”假设方法得到的简化反应动力学模型能有效地再现详细基元反应模型的反应机理,具有较高精度,是可靠而有效的。
2006, 27(2):106-109.
摘要:
为提高微型空间推进器和微型气体涡轮机等微型器件的性能,利用有限体积法求解二维可压缩N-S方程模拟了扩张比为1.7的收缩-扩张微喷管内部的流场结构和温度分布,研究了尺度效应对微喷管内部流场结构的影响,计算中微喷管的喉部宽度为1~200μm。数值结果表明:在扩张比和进出口压力相同的条件下,微喷管出口马赫数随着微喷管尺度的减小而减小。微喷管内首次出现声速点的位置随着喷管尺度的缩小从喷管喉部逐渐移向喷管出口,临界压比值随着喷管尺度的减小而减小。
为提高微型空间推进器和微型气体涡轮机等微型器件的性能,利用有限体积法求解二维可压缩N-S方程模拟了扩张比为1.7的收缩-扩张微喷管内部的流场结构和温度分布,研究了尺度效应对微喷管内部流场结构的影响,计算中微喷管的喉部宽度为1~200μm。数值结果表明:在扩张比和进出口压力相同的条件下,微喷管出口马赫数随着微喷管尺度的减小而减小。微喷管内首次出现声速点的位置随着喷管尺度的缩小从喷管喉部逐渐移向喷管出口,临界压比值随着喷管尺度的减小而减小。
2006, 27(2):110-113.
摘要:
采用PDA(Phase Dopp ler Analyzer)测量系统对带双轴向旋流杯、主燃孔和冷却气流的模型燃烧室的主燃区流场(以下简称真实结构)进行了实验研究,测量了燃烧室内流场的特性,并与不带主燃孔和冷却气流的头部旋流杯(以下简称纯头部结构)的气流场进行了对比。发现真实结构燃烧室内的回流区不再是轴对称,主燃孔和二次气流的存在使回流区明显被压扁(最扁处的长轴约为短轴的1.6倍);真实结构的回流区长度明显缩短,其长度L与旋流杯出口直径D的比值(L/D)约为1.3,而纯头部结构的L/D约为2.5。
采用PDA(Phase Dopp ler Analyzer)测量系统对带双轴向旋流杯、主燃孔和冷却气流的模型燃烧室的主燃区流场(以下简称真实结构)进行了实验研究,测量了燃烧室内流场的特性,并与不带主燃孔和冷却气流的头部旋流杯(以下简称纯头部结构)的气流场进行了对比。发现真实结构燃烧室内的回流区不再是轴对称,主燃孔和二次气流的存在使回流区明显被压扁(最扁处的长轴约为短轴的1.6倍);真实结构的回流区长度明显缩短,其长度L与旋流杯出口直径D的比值(L/D)约为1.3,而纯头部结构的L/D约为2.5。
2006, 27(2):114-118,123.
摘要:
为了揭示1+1/2(无低压导叶)对转涡轮流场的流动规律,运用全三维粘性流场计算程序对某对转涡轮模型级的流场进行了数值模拟。结果表明,对转涡轮各方面性能基本达到了设计目标,说明高压动叶采用收扩型叶栅通道且整个涡轮子午流道也采用收扩结构的设计可以获得满意性能;三排叶片(尤其是高压动叶)仍有改进余地,即涡轮效率还有进一步提升的潜力;高压动叶出口沿整个叶高均为超声速,出口马赫数节距平均值在1.4~1.6之间;高压动叶尾缘斜激波强度以中展为中心向两侧递减;涡轮性能随出口背压的增加而下降;涡轮出口背压的变化对高压转子性能基本没有影响,但对低压转子性能的影响较大。
为了揭示1+1/2(无低压导叶)对转涡轮流场的流动规律,运用全三维粘性流场计算程序对某对转涡轮模型级的流场进行了数值模拟。结果表明,对转涡轮各方面性能基本达到了设计目标,说明高压动叶采用收扩型叶栅通道且整个涡轮子午流道也采用收扩结构的设计可以获得满意性能;三排叶片(尤其是高压动叶)仍有改进余地,即涡轮效率还有进一步提升的潜力;高压动叶出口沿整个叶高均为超声速,出口马赫数节距平均值在1.4~1.6之间;高压动叶尾缘斜激波强度以中展为中心向两侧递减;涡轮性能随出口背压的增加而下降;涡轮出口背压的变化对高压转子性能基本没有影响,但对低压转子性能的影响较大。
2006, 27(2):119-123.
摘要:
基于M enter的k-ωSST湍流模型构建了一种混合RANS/LES模拟方法,通过采用一个与到壁面距离相关的衔接函数将处理近壁区的SST模型过渡到处理主流区的Yosh izawa一方程亚格子模型。利用此方法对用于超燃冲压发动机的凹腔的二维超声速流动进行模拟,模拟结果再现了二维凹腔剪切层的拟序结构,计算得到的凹腔自激振荡频率、时均统计的压力分布以及压力剖面与实验结果吻合较好。
基于M enter的k-ωSST湍流模型构建了一种混合RANS/LES模拟方法,通过采用一个与到壁面距离相关的衔接函数将处理近壁区的SST模型过渡到处理主流区的Yosh izawa一方程亚格子模型。利用此方法对用于超燃冲压发动机的凹腔的二维超声速流动进行模拟,模拟结果再现了二维凹腔剪切层的拟序结构,计算得到的凹腔自激振荡频率、时均统计的压力分布以及压力剖面与实验结果吻合较好。
2006, 27(2):124-127,145.
摘要:
根据空间发动机的总体结构、环境特点和能量守恒原理,提出推进剂在推力器喷注管内流动降温的简化数理模型,研究启动时单元推进剂在推力器喷注管内的流动降温现象。耦合求解推进剂流和喷注管能量方程,可以获得单元推力器喷注管单推三流整体温度的沿程分布规律。用推进剂模拟液实际考察和验证推力器喷注管的流动特点和理论模型的计算结果,分析推进剂流速、喷注管长度和内径对推进剂流温度变化的影响,导出推进剂流前缘出口温度和这3个物理参量间的拟合关系式。研究结果对推力器的热控设计有参考价值。
根据空间发动机的总体结构、环境特点和能量守恒原理,提出推进剂在推力器喷注管内流动降温的简化数理模型,研究启动时单元推进剂在推力器喷注管内的流动降温现象。耦合求解推进剂流和喷注管能量方程,可以获得单元推力器喷注管单推三流整体温度的沿程分布规律。用推进剂模拟液实际考察和验证推力器喷注管的流动特点和理论模型的计算结果,分析推进剂流速、喷注管长度和内径对推进剂流温度变化的影响,导出推进剂流前缘出口温度和这3个物理参量间的拟合关系式。研究结果对推力器的热控设计有参考价值。
2006, 27(2):128-131.
摘要:
为了研究流线跟踪Busem ann进气道低马赫数下的起动性能,对设计马赫数Ma1=7,收缩比CR=6的3°截短前后的流线跟踪进气道在Ma=4来流条件下的起动性能进行了无粘数值分析,研究发现:与基准进气道相比,虽然流线跟踪进气道的起动性能显著提高,但它仍不能实现自起动的目标,通过部分切除唇口板的方法将唇口后移,使进气道溢流面积增大,内收缩比减小,并通过逐渐增大切除量的方式,发现3°截短流线跟踪进气道能够自起动的最大参考内收缩比在1.255~1.27之间,并发现在保证该进气道Ma=4自起动的条件下,它在设计状态仍然具有较高的无粘性能。
为了研究流线跟踪Busem ann进气道低马赫数下的起动性能,对设计马赫数Ma1=7,收缩比CR=6的3°截短前后的流线跟踪进气道在Ma=4来流条件下的起动性能进行了无粘数值分析,研究发现:与基准进气道相比,虽然流线跟踪进气道的起动性能显著提高,但它仍不能实现自起动的目标,通过部分切除唇口板的方法将唇口后移,使进气道溢流面积增大,内收缩比减小,并通过逐渐增大切除量的方式,发现3°截短流线跟踪进气道能够自起动的最大参考内收缩比在1.255~1.27之间,并发现在保证该进气道Ma=4自起动的条件下,它在设计状态仍然具有较高的无粘性能。
2006, 27(2):132-136.
摘要:
介绍了不确定性优化设计思想和方法,考虑药柱变形带来的装药几何参数不确定性,开展大长细比固体助推火箭发动机翼柱型装药几何参数不确定性优化设计研究。采用Powell方法和并行遗传算法组成的混合优化方法提高了优化问题求解的效率和质量,采用泰勒级数一阶展开近似计算性能参数的均值和标准差,通过可靠性指数计算约束条件成功的概率。与确定性优化设计结果相比,不确定性优化设计结果更可靠、更稳健。
介绍了不确定性优化设计思想和方法,考虑药柱变形带来的装药几何参数不确定性,开展大长细比固体助推火箭发动机翼柱型装药几何参数不确定性优化设计研究。采用Powell方法和并行遗传算法组成的混合优化方法提高了优化问题求解的效率和质量,采用泰勒级数一阶展开近似计算性能参数的均值和标准差,通过可靠性指数计算约束条件成功的概率。与确定性优化设计结果相比,不确定性优化设计结果更可靠、更稳健。
2006, 27(2):137-140.
摘要:
对飞机发动机转子系统早期故障特点进行分析的基础上,提出了利用虚拟仪器和M atlab小波工具箱分析软件对其早期故障进行检测和特征提取的方法。文中对早期故障特征量的选取、有用信号与噪声信号的分离方法、突变信号与奇异信号的特征提取等进行了分析和研究,并以转子早期碰摩和早期不平衡为例进行了实验研究。结果表明,Labview和M atlab小波分析软件相结合,能够快速有效地提取发动机转子系统的早期故障特征,为发动机转子系统早期故障的快速识别提供了一种新途径。
对飞机发动机转子系统早期故障特点进行分析的基础上,提出了利用虚拟仪器和M atlab小波工具箱分析软件对其早期故障进行检测和特征提取的方法。文中对早期故障特征量的选取、有用信号与噪声信号的分离方法、突变信号与奇异信号的特征提取等进行了分析和研究,并以转子早期碰摩和早期不平衡为例进行了实验研究。结果表明,Labview和M atlab小波分析软件相结合,能够快速有效地提取发动机转子系统的早期故障特征,为发动机转子系统早期故障的快速识别提供了一种新途径。
11 涡轮泵故障检测系统
2006, 27(2):141-145.
摘要:
为了提高某大型液体火箭发动机涡轮泵故障检测系统(TP-FDS)的可靠性、实时性和有效性,研究了该系统硬件的构建与布局、多块数据采集卡的同步、以及算法的集成与综合等问题。系统硬件方面,基于工控机构建立了数据记录与存贮子系统(DLSS),基于PX I总线构建了实时故障检测子系统(RT-FDS)和试车后数据分析子系统(PT-DAS);系统软件方面,集成了3种算法来提高实时故障检测的有效性,综合了时域、频域等6方面的算法来保证试车后数据分析的有效性。通过转子试验平台实时数据和液体火箭发动机历史试车数据,验证了TP-FDS。结果表明,该系统具有实时故障检测的能力,其平均故障检测时间低于335m s,故障检测概率达97%,并且能有效地诊断出涡轮泵转子系统的早、中、晚期碰摩故障。
为了提高某大型液体火箭发动机涡轮泵故障检测系统(TP-FDS)的可靠性、实时性和有效性,研究了该系统硬件的构建与布局、多块数据采集卡的同步、以及算法的集成与综合等问题。系统硬件方面,基于工控机构建立了数据记录与存贮子系统(DLSS),基于PX I总线构建了实时故障检测子系统(RT-FDS)和试车后数据分析子系统(PT-DAS);系统软件方面,集成了3种算法来提高实时故障检测的有效性,综合了时域、频域等6方面的算法来保证试车后数据分析的有效性。通过转子试验平台实时数据和液体火箭发动机历史试车数据,验证了TP-FDS。结果表明,该系统具有实时故障检测的能力,其平均故障检测时间低于335m s,故障检测概率达97%,并且能有效地诊断出涡轮泵转子系统的早、中、晚期碰摩故障。
2006, 27(2):146-149,181.
摘要:
借助涡扇发动机风车特性研究的最新成果,开展了某型涡扇发动机的风车性能数值模拟研究。首先,基于不可压流理论,附以可压缩效应修正的指数法发展了补充慢车转速以下部件特性的计算模型和计算程序;其次,根据流量连续、压力平衡、功率平衡、燃烧室进出口总温相等及转速相等等约束条件建立了风车状态时涡扇发动机高低压转子及整机的共同工作方程;最后发展了具有一定计算精度的涡扇发动机风车状态特性计算模型和程序,并以某型涡扇发动机为例,计算分析了不同飞行条件下发动机的风车特性,从计算结果看,其趋势是合理的。
借助涡扇发动机风车特性研究的最新成果,开展了某型涡扇发动机的风车性能数值模拟研究。首先,基于不可压流理论,附以可压缩效应修正的指数法发展了补充慢车转速以下部件特性的计算模型和计算程序;其次,根据流量连续、压力平衡、功率平衡、燃烧室进出口总温相等及转速相等等约束条件建立了风车状态时涡扇发动机高低压转子及整机的共同工作方程;最后发展了具有一定计算精度的涡扇发动机风车状态特性计算模型和程序,并以某型涡扇发动机为例,计算分析了不同飞行条件下发动机的风车特性,从计算结果看,其趋势是合理的。
2006, 27(2):150-153.
摘要:
通过分析对角递归神经网络(DRNN)及带动量项的梯度学习方法(GDM),针对某型涡扇发动机的性能控制,研究了基于对角递归神经网络的多变量自学习解耦控制算法及其在航空发动机控制中的应用。阐明了该方法的结构和原理。并在设计点处进行了发动机多变量解耦控制系统设计。在偏离设计点时,大量的仿真结果表明,系统具有较好解耦和自适应能力。
通过分析对角递归神经网络(DRNN)及带动量项的梯度学习方法(GDM),针对某型涡扇发动机的性能控制,研究了基于对角递归神经网络的多变量自学习解耦控制算法及其在航空发动机控制中的应用。阐明了该方法的结构和原理。并在设计点处进行了发动机多变量解耦控制系统设计。在偏离设计点时,大量的仿真结果表明,系统具有较好解耦和自适应能力。
2006, 27(2):154-157,170.
摘要:
为了解决传统距离判别函数法在故障诊断中存在误差较大等问题,基于主元核理论和免疫系统机制,提出了基于主元核相似度免疫机制的故障诊断方法。该方法在免疫形态空间中采用主元核形式的相似性度量,将已知故障模式中的每个样本看作一个抗体,将待检样本看作抗原,把故障诊断问题转化为抗体对抗原的识别问题。应用实例表明,该方法受故障模式分布结构的影响较小,当故障样本分散程度较大,聚类性较差时,仍能得到较好的诊断结果。
为了解决传统距离判别函数法在故障诊断中存在误差较大等问题,基于主元核理论和免疫系统机制,提出了基于主元核相似度免疫机制的故障诊断方法。该方法在免疫形态空间中采用主元核形式的相似性度量,将已知故障模式中的每个样本看作一个抗体,将待检样本看作抗原,把故障诊断问题转化为抗体对抗原的识别问题。应用实例表明,该方法受故障模式分布结构的影响较小,当故障样本分散程度较大,聚类性较差时,仍能得到较好的诊断结果。
2006, 27(2):158-161.
摘要:
为了研究某型弹用冲压发动机燃油控制系统在巡航段仿真试验中的供油振荡现象,利用AMES im综合性仿真平台建立了整个燃油控制系统的模型,并进行了数值仿真。仿真结果表明:在主阀阻尼特性给定的情况下,通过匹配脉宽调制电磁阀和控制腔前液压节流孔的流量特性,并同时调整PID调节器参数,就能够有效抑制仿真试验中巡航段的供油振荡。结论可以满足工程分析需要。
为了研究某型弹用冲压发动机燃油控制系统在巡航段仿真试验中的供油振荡现象,利用AMES im综合性仿真平台建立了整个燃油控制系统的模型,并进行了数值仿真。仿真结果表明:在主阀阻尼特性给定的情况下,通过匹配脉宽调制电磁阀和控制腔前液压节流孔的流量特性,并同时调整PID调节器参数,就能够有效抑制仿真试验中巡航段的供油振荡。结论可以满足工程分析需要。
2006, 27(2):162-165.
摘要:
应用混合室、加力燃烧室、主燃烧室和外涵道容积效应和变几何通道、主燃烧室供油量等控制因素的发动机动态过程的仿真模型,对某型变几何混排涡扇发动机消喘调节系统工作时发动机的工作过程进行了仿真,并研究了消喘调节系统调节精度对发动机过渡工作过程的影响。仿真结果与实际试车数据比较吻合,验证了模型的有效性。仿真结果表明:主燃烧室切油相对各变几何通道调节更能有效地消除喘振;各变几何通道有个调节最佳值,且对高低压转子的影响程度不同。仿真模型与方法可为消喘调节系统的设计和功效评定提供理论基础。
应用混合室、加力燃烧室、主燃烧室和外涵道容积效应和变几何通道、主燃烧室供油量等控制因素的发动机动态过程的仿真模型,对某型变几何混排涡扇发动机消喘调节系统工作时发动机的工作过程进行了仿真,并研究了消喘调节系统调节精度对发动机过渡工作过程的影响。仿真结果与实际试车数据比较吻合,验证了模型的有效性。仿真结果表明:主燃烧室切油相对各变几何通道调节更能有效地消除喘振;各变几何通道有个调节最佳值,且对高低压转子的影响程度不同。仿真模型与方法可为消喘调节系统的设计和功效评定提供理论基础。
2006, 27(2):166-170.
摘要:
针对稳态控制器接替加速控制器以及稳态控制器之间相互接替工作的问题,提出了以输出反馈修正稳态控制器输入偏差的控制器小闭环结构方案解决第一个问题,考虑到多控制器接替工作的工程简单化,提出了一种以匹配通道增益为基础的变参数控制器结构的将输出选择变为输入偏差选择的鲁棒控制器的设计方法解决第二个问题。在所提出的两种简化的控制系统结构方案上,采用H∞设计的控制器进行了多控制器接替工作的仿真。仿真结果表明,这种方法能够在航空发动机控制系统中解决多控制器协调工作的工程实际应用问题。
针对稳态控制器接替加速控制器以及稳态控制器之间相互接替工作的问题,提出了以输出反馈修正稳态控制器输入偏差的控制器小闭环结构方案解决第一个问题,考虑到多控制器接替工作的工程简单化,提出了一种以匹配通道增益为基础的变参数控制器结构的将输出选择变为输入偏差选择的鲁棒控制器的设计方法解决第二个问题。在所提出的两种简化的控制系统结构方案上,采用H∞设计的控制器进行了多控制器接替工作的仿真。仿真结果表明,这种方法能够在航空发动机控制系统中解决多控制器协调工作的工程实际应用问题。
2006, 27(2):171-175.
摘要:
为使燃用液体燃料的大管径气动阀式脉冲爆震发动机点火及起爆成功,设计了多种结构的强化燃烧装置。包括半V型扩焰器、环型扩焰器和环型+径向扩焰器。通过多种不同结构扩焰器在脉冲爆震发动机上的试验结果表明,采用各种强化燃烧装置后,能显著提高点火成功率,加速紊流火焰的传播,且带径向的扩焰器较之环型的扩焰器,更能有效缩短DDT距离,但带来的阻力损失增加。
为使燃用液体燃料的大管径气动阀式脉冲爆震发动机点火及起爆成功,设计了多种结构的强化燃烧装置。包括半V型扩焰器、环型扩焰器和环型+径向扩焰器。通过多种不同结构扩焰器在脉冲爆震发动机上的试验结果表明,采用各种强化燃烧装置后,能显著提高点火成功率,加速紊流火焰的传播,且带径向的扩焰器较之环型的扩焰器,更能有效缩短DDT距离,但带来的阻力损失增加。
2006, 27(2):176-181.
摘要:
介绍了一种吸气式脉冲爆震发动机的工作方式和推力计算方法。分析了脉冲爆震发动机的两种调节特性:变频特性和节流特性。分析表明,一定飞行状态下,当发动机可爆震混合物未充填满时,存在最佳的爆震频率,高于和低于此爆震频率都会降低脉冲爆震发动机的推进性能,此时必须采用节流的方式提高发动机推进性能。当存在多余隔离气体时,在改变爆震频率的同时增大平均供油量可以提高发动机的推进性能。因此实际调节脉冲爆震爆震发动机应尽量采用组合的调节方式。
介绍了一种吸气式脉冲爆震发动机的工作方式和推力计算方法。分析了脉冲爆震发动机的两种调节特性:变频特性和节流特性。分析表明,一定飞行状态下,当发动机可爆震混合物未充填满时,存在最佳的爆震频率,高于和低于此爆震频率都会降低脉冲爆震发动机的推进性能,此时必须采用节流的方式提高发动机推进性能。当存在多余隔离气体时,在改变爆震频率的同时增大平均供油量可以提高发动机的推进性能。因此实际调节脉冲爆震爆震发动机应尽量采用组合的调节方式。
2006, 27(2):182-186.
摘要:
研究了六硝基六氮杂异戊兹烷(CL-20)的含量和燃烧催化剂对含CL-20的改性双基(CL-20-CMDB)推进剂机械感度的影响,并将CL-20-CMDB推进剂的机械感度与含3,4-二硝基呋咱基氧化呋咱的改性双基(DNTF-CMDB)推进剂、含N-脒基脲二硝基酰胺的改性双基(FOX-12-CMDB)推进剂、几种定型的双基(DB)和含奥克托今的改性双基(HMX-CMDB)推进剂进行了比较。结果表明,CL-20-CMDB推进剂比有相似组成的DNTF-CMDB和FOX-12-CMDB推进剂的撞击感度高,比DNTF-CMDB推进剂的摩擦感度高,比FOX-12-CMDB推进剂的摩擦感度低。它比已定型的几种DB推进剂的撞击感度低(CL-20含量大于8%时)、摩擦感度高;比已定型的HMX-CMDB推进剂的撞击感度和摩擦感度都高(两种推进剂的氧化剂含量相当时)。
研究了六硝基六氮杂异戊兹烷(CL-20)的含量和燃烧催化剂对含CL-20的改性双基(CL-20-CMDB)推进剂机械感度的影响,并将CL-20-CMDB推进剂的机械感度与含3,4-二硝基呋咱基氧化呋咱的改性双基(DNTF-CMDB)推进剂、含N-脒基脲二硝基酰胺的改性双基(FOX-12-CMDB)推进剂、几种定型的双基(DB)和含奥克托今的改性双基(HMX-CMDB)推进剂进行了比较。结果表明,CL-20-CMDB推进剂比有相似组成的DNTF-CMDB和FOX-12-CMDB推进剂的撞击感度高,比DNTF-CMDB推进剂的摩擦感度高,比FOX-12-CMDB推进剂的摩擦感度低。它比已定型的几种DB推进剂的撞击感度低(CL-20含量大于8%时)、摩擦感度高;比已定型的HMX-CMDB推进剂的撞击感度和摩擦感度都高(两种推进剂的氧化剂含量相当时)。
2006, 27(2):187-192.
摘要:
针对广泛应用于超燃冲压发动机的吸热碳氢燃料,简要介绍了用于模拟燃料热物理特性的替代燃料方法和广义对应状态法则。以大庆RP-3航空煤油为例,选择了一个由49%(摩尔比)正十烷,44%1,3,5-三甲基环己烷以及7%正丙基苯组成的替代煤油用来模拟RP-3航空煤油进行热物理特性研究,并采用广义对应状态法则对替代煤油热力学和输运特性进行了数值研究。在此基础上,提出了预测超临界态流体通过音速喷管流量的新方法并得到了实验验证。
针对广泛应用于超燃冲压发动机的吸热碳氢燃料,简要介绍了用于模拟燃料热物理特性的替代燃料方法和广义对应状态法则。以大庆RP-3航空煤油为例,选择了一个由49%(摩尔比)正十烷,44%1,3,5-三甲基环己烷以及7%正丙基苯组成的替代煤油用来模拟RP-3航空煤油进行热物理特性研究,并采用广义对应状态法则对替代煤油热力学和输运特性进行了数值研究。在此基础上,提出了预测超临界态流体通过音速喷管流量的新方法并得到了实验验证。
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