【摘 要】
：
在燃烧室的内流热环境下,燃烧室壁面的部分防热材料(如C/SiC或超高温陶瓷)与碳氢燃料燃烧产物水蒸汽发生的氧化反应速率比与空气中的氧气还要快.水蒸汽的存在加剧了防热材料的氧化.另外,水蒸气还能与材料表面玻璃状的SiO2保护层发生挥发性的化学反应,破坏了SiO2保护层.这些因素对燃烧室防热材料的防热效果有明显的影响.本文采用等离子电弧加热矩形湍流导管试验方法模拟了超燃冲压发动机燃烧室的内流热环境,并
【机 构】
：
中国航天空气动力技术研究院电弧等离子应用装备北京市重点实验室,北京100074
【出 处】
：
中国空气动力学会测控专业委员会第六届六次全国学术交流会
论文部分内容阅读
在燃烧室的内流热环境下,燃烧室壁面的部分防热材料(如C/SiC或超高温陶瓷)与碳氢燃料燃烧产物水蒸汽发生的氧化反应速率比与空气中的氧气还要快.水蒸汽的存在加剧了防热材料的氧化.另外,水蒸气还能与材料表面玻璃状的SiO2保护层发生挥发性的化学反应,破坏了SiO2保护层.这些因素对燃烧室防热材料的防热效果有明显的影响.本文采用等离子电弧加热矩形湍流导管试验方法模拟了超燃冲压发动机燃烧室的内流热环境,并在试验喷管前的混合稳压室内横向喷射4％～5％的常温水与高温气体混合,模拟了燃烧室内水蒸汽的组份、浓度和温度,采用数值计算的方法分析了混合稳压室内水与高温气体的掺混程度,研究了含水的高温气体的总温(总焓)计算方法.
其他文献
利用高速相机测量超高速碰撞过程中产生的碎片云分布特征时,会因为无法克服自发光干扰及分辨率随帧频提高而减小对成像质量造成影响.为获得高质量的超高速序列图像,中国空气动力研究与发展中心采用自主设计开发的棱锥分光成像系统开展超高速碰撞试验获得了碰撞过程的碎片云序列清晰图像.并根据获得的序列图像,识别了序列图像中的数十组碎片,分析获得了碎片云矢量位移场的重建及碎片的速度分布等参数,为研究碎片云瞬态变化过程
本文提出基于激光角锥反射技术探测飞行目标飞行速度的思路,在此基础上开展了探测光路和电路的设计等工作,并建立了原理性验证装置.分析了不同时刻飞行目标穿越光幕时对探测电路的影响,并与试验获得信号曲线的特征进行比较,证明了该探测技术能实现对高速飞行目标的有效探测,能满足散布较大的高速飞行目标探测的需要.
风洞试验数据有较高的分析和再利用价值,设计便捷、直观、交互性强的数据分析工具,可以提高数据分析效率和数据理解的准确性,帮助研究人员总结规律或发现问题.本文应用计算机图形学技术和数据库技术以及快速程序开发工具,设计了一种测热试验数据三维可视化分析方法,并形成了应用软件.应用表明该方法可直观、灵活、快速地检索分析试验结果数据.
在低密度风洞测热试验中,常常使用薄壁量热技术与红外热图技术.无论是红外热图技术还是鹅量热技术,模型加热时间对试验结果影响都比较大.本文对模型加热时间对-维半无限长假设、模型壁厚选取、壁面定常热流假设及薄壁量热响应时间的关系进行了分析,对指导试验提高测量精度有较大帮助.最后通过红外热图技术及上述研究所建议的试验模型加热时间,获得了高超声速带翼飞行器、高超声速一体化飞行器热流分布及发动机羽流撞击平板的
随着成像技术的飞速发展,利用装有成像设备的无人机进行对地观测的需求也越来越广泛,但与观测距离相比,无人机自身尺寸很小,即便在无人机上安装多台成像设备,其基线条件也无法进行高精度的多目交会测量;而在不增加其它测量设备的前提下,仅安装单台成像设备的无人机只能对地面运动目标进行成像观察而无法测量定位.针对这类运动单像机对地面运动目标定位的难题,提出了一种辅助地面场景信息的运动目标单目定位方法.该方法首先
本文首先介绍了无线电跟踪定位的相关概念,由此引出方位标校对无人飞行器跟踪定位精度的影响,而后阐明了无人飞行器方位标校的作用以及工作原理,最后,结合工作实践提出几种无人飞行器方位标校的有效方法.
对于偏转的翼或弧形凸起物,其迎风角和偏转角直接影响到前缘上热流最高点的分布位置.运用球面三角学知识并基于后掠圆柱热流计算公式推导偏转翼(弧形凸起物)的迎风角、偏转角和离心角(前缘弧面上偏离前缘中心线的角)之间的关系.在确定迎风角和偏转角的条件下,应用该式可以直接确定前缘弧面上最大热流的分布位置,该结果与实验基本一致,可以基本满足工程使用要求.因此可以使用该方法测量偏转的翼前缘、弧形板等气动热试验的
动态温度测量关键在于测试系统动态性能的评估,作者提出一种新颖的由三只不同丝径热电偶组成级联式温度测试系统的时间常数评估方法,该方法可以在温度激励信号缺省的情况下对时间常数进行评估.文中基于Tikhonov正则化方法对所建立的系统数学模型进行辨识及时间常数的解算,并对时间常数评估结果进行误差分析,最后,在一种可以产生较为理想气体温度激励信号装置中对该方法进行验证,结果表明该方法是有效的.
尾喷流对升力体高超声速飞行器的气动特性影响显著,风洞喷流模拟测力试验是研究升力体飞行器尾喷流干扰效应的重要手段.而如何克服喷流模拟测力试验中喷流供气管路对天平测力的干扰、提高测量精准度是需要解决的关键技术问题.在CARDC的Φ 1米高超声速风洞中,采用冷喷流模拟方法,通过优化模型结构设计、优选喷管分断密封措施,解决了带尾喷流模拟条件下的升力体飞行器气动力高精度测量问题,提高了带喷流气动力试验数据精
为解决现有高速摄像机因存储容量有限,无法进行长时间观测的问题,本文提出一种简单、易于硬件实现的伯努利压缩成像方法:在图像采集过程中,采用伯努利压缩采样,降低图像数据量,延长高速相机拍摄时间.模拟测试结果表明,该算法能够在保证一定信噪比条件下,使高速相机拍摄时长延长10倍.