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针对在来流马赫数为1.72的空气来流中横向喷注氢气发生超声速燃烧的流场,利用平面激光诱导氢氧基荧光(OH-PLIF)技术,对超燃燃烧室中三个不同的流向截面进行了二维成像测量。选择波长为283.553nm的染料激光倍频光作为激发光,可近似认为获得的OH基荧光信号强度与OH基的摩尔分数成正比。瞬态的OH基PLIF图像揭示了超声速燃烧火焰结构具有高度湍流特性,在凹腔内部存在稳定的燃烧区,为整个燃烧反应提供值班火焰,起到了促进和稳定超声速燃烧的作用。超燃火焰在沿流向传播的同时还沿径向传播,凹腔展向尺度增大时火焰沿流向的火焰区会有所减小。 相似文献
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在较宽的攻角范围内 ,考察了超声速和高超声速流场中一类球头双锥再入体表面脉动压力的分布特性 ,并基于超声速和高超声速流动情况下再入体表面的压力分布给出一套预测表面脉动压力分布的工程方法。利用该方法研究了马赫数、攻角、壁面温度等因素对再入体表面脉动压力环境的影响。计算结果表明 ,在本文的计算条件范围内 ,预测的均方根脉动压力系数分布与实验结果基本一致。 相似文献
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采用时间3阶、空间5阶的高精度、高分辨率格式,对稳态来流条件下超声速开式空腔的非定常振荡特性进行数值研究。通过二维和三维空腔压力变化、声压级、振荡频率等参数的计算和分析表明:空腔内存在典型的压力振荡,振荡有近似的周期性,且变化规律较复杂,三维空腔对主振荡频率影响较小,但振荡强度有较大的不同。 相似文献
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防御系统技术的不断发展,对超声速巡航导弹设计提出了新的需求.针对以“性能”为核心的设计不能满足超声速巡航导弹设计新需求的问题,初步探讨了面向突防效能的超声速巡航导弹总体设计技术.分析了国内外导弹武器设计技术的发展,指出设计技术向着以“效能为核心”的设计方向发展;提出了面向效能的设计理念,分析指出面向效能的设计是以追求满意设计为目标的优化设计;在新的设计理念指导下提出了面向突防效能设计的技术框架,主要说明了面向突防效能的超声速巡航导弹设计框架、效能基础、技术基础、基本模式以及几项关键技术等. 相似文献
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X－51A高超声速试验飞行器,具有极高的军事应用价值,是美国快速全球打击计划的重要组成一环。三次试飞仅成功一次,仅剩最后一架试验飞行器,其发展前景直接影响着美国快速全球打击计划走向 相似文献
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利用实验和数值仿真相结合的方法,对Ma1=1.5,Ma2=2.5,T0,1=300K,T0,2=1200K,压力匹配(p1=p2=86KPa)条件下的超声速混合层在不同隔板构型下的流场特性进行了研究。实验中发现在隔板上开凹腔对于混合层具有一定的混合增强效果,且随着凹腔长深比的增加,这种效果越显著。对于尾缘交错分布的隔板,混合层流场显现出强烈的非定常性,且极大地增进了混合。通过相应的数值仿真,发现凹腔隔板的增混机制在于凹腔剪切层的再附着,而交错隔板则在于促进了大尺度流向涡的产生。 相似文献
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根据超声速与亚声速流动的特征,依据Prandtl-Meyer膨胀波理论,根据背压与来流静压确定膨胀波后的马赫数,获得了质量抽吸流率,并导出了壅塞发生的条件,建立了二维超声速抽吸模型;根据冲量定理,假定气体从主流区域到抽吸腔流态的变化是由于压差的冲量作用,建立了亚声速抽吸模型,并且进一步阐述了亚声速抽吸壅塞发生的机制。计算流体力学验证表明亚声速抽吸冲量模型的偏差较大,因此通过数值拟合模型来描述亚声速抽吸流动。该研究为三维抽吸研究提供了参考。 相似文献
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为了揭示激波对超声速流中横向射流的影响,在超声速流中利用长9mm、坡度为23°的斜坡产生激波。组合利用高速摄影仪和纹影仪拍摄激波入射在气体和液体射流的不同位置,以及相同位置不同喷注压降时的流场纹影和阴影图像。结果表明,激波对气体和液体横向射流的影响基本相同,都表现为入射激波增强了湍流度,扩大了燃料空间发展区域,增强了与主流的混合,激波入射在射流的前部比射流的后部影响大。 相似文献
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