【摘 要】
：
隔离段是双模态超燃冲压发动机隔离进气道和燃烧室相互干扰、实现亚燃-超燃模态转换的重要部件。在发动机实际工作过程中，燃烧室反压引起的进气道不起动在飞行器加速爬升
【机 构】
：
西北工业大学动力与能源学院陕西西安710072
论文部分内容阅读
隔离段是双模态超燃冲压发动机隔离进气道和燃烧室相互干扰、实现亚燃-超燃模态转换的重要部件。在发动机实际工作过程中，燃烧室反压引起的进气道不起动在飞行器加速爬升阶段是需要极力避免和预防的。本文针对双模态超燃冲压发动机燃烧室和隔离段开展了高速纹影观测试验，并在此基础上进一步开展了隔离段激波串前沿位置的测量及控制试验。试验结果表明隔离段壁面压力能够很好的反馈隔离段激波串的位置信息，通过控制隔离段的压力分布能够实现隔离段激波串前沿位置的控制。
其他文献
利用有限单元法对高超声速飞行器沿弹道气动加热烧蚀过程进行数值模拟。提出一种网格自适应新方法用来模拟烧蚀引起的移动边界问题。分别发展了六面体单元重构技术与四面
酚醛类复合材料是一种理想的热防护材料,被广泛的应用于航空航天领域飞行器的防热部段[1,2,3]。但对于此类复合材料在高温下的碳化热解过程却没有明确有效的测量或表示手
针对高超声速飞行器长时间大气层飞行、宽速域及宽飞行包线等服役环境特点对热防护材料的新需求，开展轻质耐烧蚀高温结构材料的烧蚀机理及性能研究。通过静态和动态烧蚀试
本文针对高超声速飞行器高马赫数下前缘热载荷过高问题设计了带有主动冷却通道的热防护方案，数值模拟研究了冷却流量、前缘材料对流动换热特性的影响，同时对比分析3Ma以及6
高超声速空间飞行器在快速穿越地球大气层的过程中承受气动引起的力、热耦合作用，为保证飞行器内部结构温度不超过许用极限，飞行器表面需覆盖热防护系统，同时维持气动外形并
高超声速飞行器在高速飞行过程中，与大气层发生激烈摩擦产生气动热，导致结构材料升温，影响材料的性能和飞行器结构的承载能力，给飞行器的安全飞行带来隐患，本文以高超声速飞行
通过建立预冷ATREX(Air Turbo-Rocket Expander-cycle)发动机的实际热力循环模型，计算分析了预冷过程对发动机性能的影响。计算结果表明，不同自变量对于发动机性能影响趋势
空气舵前缘烧蚀量和三维烧蚀温度分布是高超声速飞行器空气舵热防护设计的关键点和难点。本文基于ABAQUS有限元软件二次开发了烧蚀移动边界用户子程序，其中烧蚀速率采用热
迎风凹腔构型带来的第IV类激波干扰中有两种非定常振荡模式：高频前后振荡和低频上下振荡。以迎风凹腔激波干扰流场为研究对象，建立多种图像处理方法，对高频前后振荡的流场结
大开口舱门是航天飞机和X-37B等天地往返飞行器不可或缺的组成部分，跨度达到了1/3至1/2机身长度。舱门周向传力路径设计合理与否是舱门能否满足天地往返飞行器全任务周期