导读:本文包含了超燃发动机论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:超燃发动机,温度测量,相干反斯托克斯拉曼散射,并行计算
超燃发动机论文文献综述
晏至辉,肖保国,何粲,刘彧,李国华[1]（2019）在《煤油燃料超燃发动机燃烧室温度测量与计算分析》一文中研究指出为获得超燃冲压发动机燃烧室流场温度分布特性,深入分析发动机工作特性,对马赫数为2.0,总温为1 100K,总压为1.0MPa的来流,利用可调谐的相干反斯托克斯拉曼散射(CARS)技术完成了直连式燃烧室流场温度测量;同时对实验状态进行了叁维并行数值模拟,对比分析了计算和实验结果的差异。结果表明,隔离段温度的实验测量值与计算结果的最大相对误差约为0.8%;在燃烧室核心流区域,当量比为0.6和0.8两个状态下,实验测量值分别比计算值偏低约40K和150K,相对差异为4.2%和13%;在凹槽回流区内,当量比为0.6和0.8时实验值则分别比计算值偏低约140K和170K,相对差异为11.7%和7.5%。主喷油位置喷入当量比为0.2的燃料对燃烧室区域的温度和压力分布会产生较大影响,但对扩张段及后部区域的推力性能不会产生显着的改变。(本文来源于《航空动力学报》期刊2019年03期）
何粲,邢建文,肖保国,邓维鑫,刘伟雄[2]（2018）在《矩形截面超燃发动机不同燃烧模态下的流场特征》一文中研究指出为研究乙烯燃料矩形截面超燃冲压发动机不同燃烧模态下的流动特性,在直连式试验的基础上对冷流和不同当量比的4个状态进行了叁维定常数值模拟,比较了试验和计算结果,选择了适用于本构型的模态判别准则,给出了流道内壁面压力、一维平均马赫数的沿程分布规律,分析了各状态下流场中波系结构、流动分离及燃烧的特征。研究结果表明:采用AHL3D对该发动机进行叁维计算所得壁面压力与试验壁压吻合良好,试验与计算具有较好的一致性;未注油的冷态情况下流道内形成由多道斜激波与膨胀波组成的反射波系,壁面压力波动较大,波系分布主要受流道结构影响;纯超燃模态时,燃料喷射与主流相互作用使注油位处形成明显激波,压升起点固定在注油位之后,注油位波系对流场结构的影响较大,同时分离结构分布在整个凹槽内;双模态超燃时,流道内主导波系是激波诱导边界层分离形成的斜激波串结构,燃烧室内波系较弱,此时隔离段内激波串前缘后的角区出现分离,凹槽内分离区域减小;双模态亚燃时,随着逆压梯度激波串的前移,隔离段内角区的分离面积不断扩大,凹槽内分离区进一步缩小。发动机处于双模态超燃或双模态亚燃模态时,随着激波串结构的形成与前移,部分燃烧可能在隔离段内完成;而对于纯超燃模态,燃烧仅发生在凹槽与扩张段内,化学反应与高温区的分布相对更集中。(本文来源于《实验流体力学》期刊2018年04期）
任虎,谭宇,李宏斌,曾令国[3]（2017）在《超燃发动机流量标定系统研制与应用》一文中研究指出捕获流量是超燃发动机的重要性能参数之一,其准确性对超燃发动机的设计和性能评估具有重要意义。该参数一般是将流量计与进气道相连接而通过试验的方法来测得,因此流量计的测量精度直接决定了捕获流量测量的准确性,而确定流量计测量精度最直接的办法就是对其进行标定。在对国内外流量计检定技术及气体流量标准装置的充分调研的基础上,结合设备特点提出了一种流量计标定系统方案,该方案将标准流量计与待标定流量计采用直连式的方式连接在一起,通过比较两个流量计的测量结果来完成待标定流量计的标定。试验结果表明:该方案可以方便且直观的给出待标定流量计的测量不确定度,在隔离段出口马赫数2.9,总压1.5MPa的条件下,发动机流量计的流量系数为1.010;发动机流量标定系统的标准不确定度为0.772%。(本文来源于《中国航天第叁专业信息网第叁十八届技术交流会暨第二届空天动力联合会议论文集——吸气式与组合推进技术》期刊2017-08-23）
张弯洲,乐嘉陵,杨顺华,程文明,邓维鑫[4]（2016）在《Ma4下超燃发动机乙烯点火及火焰传播过程试验研究》一文中研究指出在直连式脉冲燃烧设备上,开展了模拟Ma4,总温935K来流参数下的超燃发动机乙烯点火试验。试验利用了火炬点火器和引导氢气的辅助点火方式,实现了乙烯的点火和稳定燃烧。结合壁面压力测量、高速摄影和数值模拟方法,分析点火及火焰传播过程发现:(1)在现有的注油方式下,回流区有利于点火,剪切层和凹槽后部是稳焰的主要区域;(2)点火成功后,影响凹槽稳焰的主要因素为燃料与氧化剂的浓度,剪切层内和凹槽后部持续卷吸氧化剂,因而能够维持稳定的燃烧;(3)凹槽下游注入的燃料发生燃烧造成流道一定程度壅塞,是提升燃烧室压力水平的重要原因,但该处的燃烧不能够稳定,引起燃烧室内压力的振荡,而导致该处不稳定燃烧的2个主要因素为变化的氧含量和较高的流速。(本文来源于《实验流体力学》期刊2016年03期）
隆永胜,王辉,张涛,李绪国,袁竭[5]（2016）在《超燃发动机内壁摩阻测量传感器研究》一文中研究指出根据超燃发动机燃烧室的热环境参数进行传感器冷却换热及应变计算,研制了一种用于燃烧室高温环境直接测量摩阻的传感器,解决了传感器的高温隔热、冷却和灵敏度等问题,并进行了标定和校核。通过CARDC电弧加热器开展了初步的测试试验和数值模拟,结果表明,数值模拟和测试的摩阻相差达20%,雷诺比拟因子与文献中0.7~1.3符合较好。(本文来源于《推进技术》期刊2016年06期）
张振荣,李国华,叶景峰,胡志云,邵珺[6]（2016）在《超燃发动机流场组分浓度的在线测量》一文中研究指出为了正确评价超燃发动机试验状态,采用自发拉曼散射技术在线测量了超燃发动机流场的主要组分。基于发动机试验条件和发动机与光学诊断技术的接口,建立了用于发动机流场组分测量的自发拉曼散射实验系统;测量了多车次发动机试验过程中流场主要组分的拉曼光谱;最后,通过光谱计算获得了流场主要组分浓度信息并重点分析了来流氧气含量及其变化情况。实验显示:发动机试验中,部分车次试验补氧后的来流中氧气的最大含量达到了30%,最小含量为18%,说明发动机试验过程中,对补氧量的控制精确和稳定性还有待提高。结果表明:采用自发拉曼散射技术可以较好地完成来流主要组分浓度测量工作,测量结果可用于发动机试验数据的分析及来流补氧控制方式和控制精度的改进。(本文来源于《光学精密工程》期刊2016年04期）
肖保国,晏至辉,田野,邢建文[7]（2015）在《超燃发动机燃烧模态判别准则初步研究》一文中研究指出为建立超燃发动机燃烧模态定量判别准则,针对马赫数3.0,总温1500K,总压2.1MPa的来流,完成了燃烧模态的实验和数值模拟研究。对比分析了不同当量比条件下燃烧室马赫数分布和隔离段激波结构,确定了燃烧模态判别采用的两个压力测点特征位置,研究了燃油增加过程中特征位置壁面压强比值的动态特性。结果表明,随着当量比的增加,燃烧模态由超燃模态转变为亚燃模态,当量比0.6是超燃模态过渡到亚燃模态的转换点。特征位置压比变化率最大时刻的比值1.5可以作为定量判别燃烧模态的依据,当特征位置壁面压强比值小于1.5时为超燃模态,大于1.5时为亚燃模态。(本文来源于《推进技术》期刊2015年08期）
张振荣,李国华,叶景峰,邵珺,王晟[8]（2015）在《超燃发动机来流组分浓度在线测量》一文中研究指出超燃冲压发动机以其高比冲、较高的推力和推重比以及较宽的马赫数等优点有望成为高速飞行器(M>6)动力装置的最佳选择。地面实验是超燃冲压发动机研制的基础,地面实验时需要模拟实际的来流条件,包括来流速度、温度和氧气含量等。为了产生所需的来流温度,实验中需要对来流空气进行加热,主要有两种方式,一种是电加热,优点是清洁、无污染,缺点是能耗高,效率较低,加热慢;另一种是燃烧加热,及采用燃料燃烧的方式加热来流空气,具有效率高、升温快等特点,但由于燃烧会消耗来流中的氧气,所以需要进行必要的氧气补充。目前,超燃冲压发动机地面实验大多数采用燃烧加热方式。采用这种加热方式,来流中的主要组分浓度,特别是补氧后氧气的含量与后续燃烧组织的成功与否息息相关。因此,在线测量来流气体主要组分浓度,分析确定补氧后来流气体中的氧气含量,对于超燃冲压发动机地面实验的控制及发动机性能评估等具有非常重要的作用。本文采用自发拉曼散射技术对超燃冲压发动机来流进行了诊断,在线测量了来流气体中主要组分的拉曼光谱,并通过光谱计算获得了发动机实验过程中不同实验阶段主要组分的摩尔分数,重点分析了来流气体中氧气的含量及其变化。测量结果表明,发动机实验过程中来流气体中氧气含量可分为叁种情况:(1)含量与设计值符合很好,且在实验过程中保持稳定;(2)氧含量与设计值有较大偏差,实验过程中保持稳定;(3)氧含量与设计值有较大偏差,且实验过程中稳定性较差。上述叁种情况说明,发动机地面实验过程中补氧控制的精度和稳定性尚有待提高。本文研究结果表明,超燃发动机地面实验需要对来流主要组分浓度进行在线测量。采用自发拉曼散射技术可以较好地完成来流主要组分浓度测量工作,测量结果对于发动机实验数据分析及来流补氧控制方式和控制精度的改进具有较好的指导价值。(本文来源于《中国化学会第一届全国燃烧化学学术会议论文摘要集》期刊2015-05-22）
陈明[9]（2013）在《几种湍流模型对超燃发动机冷态流场的数值模拟》一文中研究指出对超燃发动机冷态流场进行了二维模拟,详细分析其流场特性及各个参数之间的关系。为验证不同湍流模型对复杂超音速流场的预测能力,分别使用k-ε湍流模型、RNGk-ε湍流模型和SST湍流模型对超燃发动机冷态流场进行模拟,并与实验值进行了对比。结果表明,SST湍流模型在激波位置、强度和壁面压力、温度分布上与实验值吻合最为良好。(本文来源于《机电技术》期刊2013年02期）
张弯洲,乐嘉陵,杨顺华,程文明,邓维鑫[10]（2013）在《马赫数为4的超燃发动机碳氢燃料点火试验》一文中研究指出在直连式脉冲燃烧风洞设备上,开展了模拟马赫数为4,总温为935K的超燃发动机碳氢燃料点火试验.试验利用了点火器加引导氢气、引导氢气自燃辅助点火、节流加引导氢气3种辅助点火方式成功实现了乙烯燃料的点火并维持了稳定燃烧.试验研究发现:利用氢气自燃辅助乙烯点火,氢气质量流量范围为0.43～12.61g/s,氢气质量流量过大不能成功点火;利用节流加引导氢气的辅助点火方式,节流量为10%～30%,氢气注油压力为5MPa能够可靠点火.最后研究了乙烯从凹槽上游和从凹槽底部注油的发动机贫油点火极限和富油工作极限,研究发现两者的贫油熄火极限相近,为当量比为0.077,而富油工作极限差别较大,当量比分别为0.327和0.471.(本文来源于《航空动力学报》期刊2013年04期）
超燃发动机论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
为研究乙烯燃料矩形截面超燃冲压发动机不同燃烧模态下的流动特性,在直连式试验的基础上对冷流和不同当量比的4个状态进行了叁维定常数值模拟,比较了试验和计算结果,选择了适用于本构型的模态判别准则,给出了流道内壁面压力、一维平均马赫数的沿程分布规律,分析了各状态下流场中波系结构、流动分离及燃烧的特征。研究结果表明:采用AHL3D对该发动机进行叁维计算所得壁面压力与试验壁压吻合良好,试验与计算具有较好的一致性;未注油的冷态情况下流道内形成由多道斜激波与膨胀波组成的反射波系,壁面压力波动较大,波系分布主要受流道结构影响;纯超燃模态时,燃料喷射与主流相互作用使注油位处形成明显激波,压升起点固定在注油位之后,注油位波系对流场结构的影响较大,同时分离结构分布在整个凹槽内;双模态超燃时,流道内主导波系是激波诱导边界层分离形成的斜激波串结构,燃烧室内波系较弱,此时隔离段内激波串前缘后的角区出现分离,凹槽内分离区域减小;双模态亚燃时,随着逆压梯度激波串的前移,隔离段内角区的分离面积不断扩大,凹槽内分离区进一步缩小。发动机处于双模态超燃或双模态亚燃模态时,随着激波串结构的形成与前移,部分燃烧可能在隔离段内完成;而对于纯超燃模态,燃烧仅发生在凹槽与扩张段内,化学反应与高温区的分布相对更集中。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
超燃发动机论文参考文献
[1].晏至辉,肖保国,何粲,刘彧,李国华.煤油燃料超燃发动机燃烧室温度测量与计算分析[J].航空动力学报.2019
[2].何粲,邢建文,肖保国,邓维鑫,刘伟雄.矩形截面超燃发动机不同燃烧模态下的流场特征[J].实验流体力学.2018
[3].任虎,谭宇,李宏斌,曾令国.超燃发动机流量标定系统研制与应用[C].中国航天第叁专业信息网第叁十八届技术交流会暨第二届空天动力联合会议论文集——吸气式与组合推进技术.2017
[4].张弯洲,乐嘉陵,杨顺华,程文明,邓维鑫.Ma4下超燃发动机乙烯点火及火焰传播过程试验研究[J].实验流体力学.2016
[5].隆永胜,王辉,张涛,李绪国,袁竭.超燃发动机内壁摩阻测量传感器研究[J].推进技术.2016
[6].张振荣,李国华,叶景峰,胡志云,邵珺.超燃发动机流场组分浓度的在线测量[J].光学精密工程.2016
[7].肖保国,晏至辉,田野,邢建文.超燃发动机燃烧模态判别准则初步研究[J].推进技术.2015
[8].张振荣,李国华,叶景峰,邵珺,王晟.超燃发动机来流组分浓度在线测量[C].中国化学会第一届全国燃烧化学学术会议论文摘要集.2015
[9].陈明.几种湍流模型对超燃发动机冷态流场的数值模拟[J].机电技术.2013
[10].张弯洲,乐嘉陵,杨顺华,程文明,邓维鑫.马赫数为4的超燃发动机碳氢燃料点火试验[J].航空动力学报.2013
标签：超燃发动机; 温度测量; 相干反斯托克斯拉曼散射; 并行计算;