导读:本文包含了喷流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:发动机喷流,过氧化氢-煤油,中波红外,辐射亮度
喷流发动机论文文献综述
陈豪,李帅辉,陈涉,李森,李腾[1]（2019）在《过氧化氢-煤油火箭发动机喷流红外辐射亮度的精确测量》一文中研究指出姿轨控火箭发动机喷流红外辐射特性的定量测量,是飞行器突防效能研究以及喷流流场数值模拟计算模型验证中的一个关键环节。为定量研究火箭发动机喷流红外辐射场分布,对某型过氧化氢-煤油小火箭发动机进行了喷流红外辐射特性测量实验。使用的制冷型中波红外相机波段为3.7～4.8μm,该相机探测阵元平均噪声等效温差为16mK,输出16bits信号,具有高灵敏度和大动态范围。通过对红外相机的黑体辐射定标,并对定标误差进行分析,反演所测灰度值图像,在与喷流垂直方向得到中波红外波段的喷流辐射亮度分布。测量结果表明,小火箭发动机喷流中马赫盘结构位置清晰,喷流在中波红外波段的峰值辐射亮度为184 W/(m2·sr),辐射测量精度为12W/(m2·sr)。(本文来源于《实验流体力学》期刊2019年05期）
刘杰平,杜志博,蔡巧言,王飞,吕俊明[2]（2019）在《发动机喷流对体襟翼干扰特性的数值模拟》一文中研究指出出于俯仰配平控制需求,面对称飞行器通常会在力臂最长的尾端面布置气动控制面——体襟翼.由于体襟翼与发动机喷管距离较近,因此,极易受到发动机喷流干扰.该干扰力虽远小于发动机推力,但其力的作用方向垂直于体襟翼,力臂明显更长,导致喷流干扰所产生的俯仰力矩相对发动机推力所产生的俯仰力矩而言并非小量,甚至给飞行器控制造成不利影响.文章通过数值求解多组分N-S方程,分析了发动机与体襟翼之间的喷流干扰流场机理,发现了该喷流干扰力特性在低空低速和高空高速截然相反的原因.(本文来源于《气体物理》期刊2019年03期）
范鹏展[3]（2019）在《基于发动机尾喷口的喷流噪声特性数值研究》一文中研究指出航空发动机的尾喷流噪声是飞机噪声的主要来源之一。随着环境保护法规对飞机噪声排放的要求越来越严格,相关的尾喷流降噪技术研究具有十分重要的意义。主流的方法主要是通过对发动机改型,加入额外的降噪结构以及调整整机的气动布局来达到降噪的目的。本文针对全尺寸内外涵混合排气涡扇发动机的尾喷流噪声,与以上几种降噪方法相结合,通过改变涡扇发动机内外涵排气状态,加入不同尺寸的锯齿形降噪结构以及改变发动机的安装位置,系统分析了这些因素对尾喷流噪声特性的影响。本研究可为尾喷流降噪提供技术参考。本文采用数值方法研究喷流噪声。针对现有的喷流噪声数值研究方法,考虑到高速喷流的流体可压缩性,本文对传统的雷诺平均湍流模型加入了可压缩性修正,从而达到了更精确的模拟精度。同时,也通过非定常大涡模拟方法LES联合FW-H声波传播方程的方法求解发动机远场的喷流噪声。对于流动方法无法求解的噪声与机体干涉问题,采用了基于高阶间断有限元的SNGR方法,从而研究了飞机布局与喷流噪声相互干涉的影响规律。首先通过对经典的喷管标准模型计算来验证本文数值计算方法的精度和可靠性。在此基础上引入了锯齿形降噪结构并开展了降噪特性研究。随后对单发动机和安装后的发动机进行流动和噪声特性的数值模拟,得到了各种参数变化对尾喷流噪声产生的影响规律,分别研究了发动机工况、降噪结构以及安装效应的影响。研究发现,对于基准的涡扇发动机,降低涵道比以及内外涵排气温度可以降低尾喷流噪声。对于大涵道比涡扇发动机,外涵的变化对尾喷流噪声的影响更明显。外涵温度降低50K,在100倍尾喷口直径的远场噪声可以降低2-5dB。调整内外涵的排气温度以及质量流量时,远场噪声的指向性均为从下游到上游总声压级逐渐减小。对于锯齿形降噪结构,研究表明,齿数和齿弯角的变化均对喷流噪声水平产生影响。齿数并非越多降噪效果越好。在20°的齿弯角以下,随着齿弯角的增加,正下游的喷流噪声幅值降低更多。本文所研究的18齿20°齿弯角的锯齿形结构可以在正下游降低5.6dB的噪声。锯齿结构的存在使得喷流噪声最高的区域从正下游向上游转移。研究表明,对于尾吊式布局的小型公务机,机体尾部会对发动机喷流噪声产生影响。随着安装位置的变化,远场噪声幅值会变化1.5-3dB,不如翼吊式飞机明显。对本文研究的飞机模型而言,将发动机安装位置向下和向后移动可以降低飞机下方的噪声。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2019-03-01）
张颖哲,倪大明,Incheol,LEE,林大楷,杨志刚[4]（2018）在《缩比发动机喷嘴热喷流噪声试验》一文中研究指出为深入了解涡扇发动机喷流噪声特性,验证喷流噪声降噪方法,建立发动机喷流噪声数据库,在法国国家航天航空研究中心的CEPRA19声学风洞开展了缩比发动机喷嘴热喷流噪声试验测试工作。针对发动机热喷流模拟系统,设计加工了面积比(外涵喷嘴面积与内涵喷嘴面积之比)为5和7的两种喷嘴构型试验模型。通过减小高温区域单个零件长度尺寸和零件壁厚的方法,降低热膨胀对模型尺寸的影响。在声学风洞中完成了不同工况条件下两种面积比圆形喷嘴和锯齿形喷嘴的远场噪声特性测试。通过对远场测量噪声频谱进行分析,发现随着来流速度的增大喷流噪声会减小,采用锯齿形喷嘴设计在中低频喷流噪声水平降低,在高频噪声水平有所增加。(本文来源于《航空学报》期刊2018年12期）
王钰涵,王江峰,杨天鹏[5]（2018）在《脉冲燃气喷流对超燃冲压发动机燃烧内流特性的影响研究》一文中研究指出以吸气式冲压发动机为动力的高超声速飞行器在飞行过程中,由于飞行条件的变化,燃烧室内会出现热壅塞现象,即燃料在燃烧室轴向某处形成热力喉道,当地Ma为1。工程设计中缓解这一现象的方法主要分为叁种:一为增加超声速来流总焓,例如利用加热器增加来流总温等;二为减小燃料燃烧的释热,例如降低燃料的化学当量比;改变燃料喷注的位置;利用污染物质改变燃料和空气的化学反应速率等;叁为增加改变燃烧室截面面积,例如利用扩张段释热。在目前常用的方法中,携带加热器或在来流中增加污染物质容易给发动机带来额外的重量负载,改变燃料喷注的位置意味着燃烧室内需布置多个燃料喷注孔,改变燃烧室截面积可能会使发动机的体积增大。因此,在不改变来流条件、喷口位置及燃烧室几何构型的条件下,发展一种可解决超燃燃烧室中产生热壅塞问题的燃料喷注方案是必要的。本文对带后台阶和扩张角的二维超燃燃烧室的燃烧流场进行数值模拟,气态燃料以横向喷流的形式注入,在来流条件以及燃料化学当量比不变的情况下,对利用脉冲喷流喷注方案实现热壅塞现象的消除和预防方案进行数值分析。采用基于混合网格技术的有限体积法求解多组元N-S方程,空间离散采用二阶精度的Roe格式,湍流模型为SSTκ-ω双方程模型,时间离散采用基于LU-SGS的双时间步长方法,化学反应模型选用Moretti提出的7组元8反应氢气-空气燃烧模型。脉冲喷流为保持燃料喷口在一定占空比条件下周期性地开启与关闭,具体采用两种方案:1)待定常喷流建立的热壅塞燃烧流场稳定后,开启脉冲喷流,以消除热壅塞现象;2)待无喷流情况下通流流场稳定建立后,直接开启脉冲喷流,以预防热壅塞现象。将定常喷流燃烧流场与两种不同方式建立的脉冲喷流燃烧流场进行对比分析,证实了利用脉冲喷流可以消除和预防燃烧室内的热喉道,使燃烧室内中心流均为超声速。同时,分别对比定常喷流燃烧流场与两种脉冲喷流流场内燃料的流场结构,燃烧效率,总压损失以及推力,进一步说明脉冲喷流对燃烧室性能的影响,给出可用于工程指导的研究结论。(本文来源于《第十届全国流体力学学术会议论文摘要集》期刊2018-10-25）
徐悦[6]（2018）在《内嵌射流技术控制航空发动机超声速喷流噪声潜力巨大》一文中研究指出超声速喷流噪声正逐渐成为军用和民用航空发动机领域不可忽视的难题。民用方面，飞机外部噪声适航符合性是民机设计过程中的重要环节，由美国主导的未来超声速民机研发计划已经将低涵道比涡扇发动机起降阶段的超声速喷流噪声控制列为关键技术之一，美国联邦航空管理局（FAA(本文来源于《中国航空报》期刊2018-03-22）
李国良,杨云军,龚安龙,刘周[7]（2018）在《发动机喷流对飞行器底部流动影响数值模拟》一文中研究指出针对发动机燃气喷流对底部流动的影响开展研究。建立冷喷与热喷计算方法,与经典的高压空气尾喷管喷流试验数据进行了对比,验证了本文建立的叁维喷流方法的可靠性。对本文选用的飞行器外形采用冷喷与热喷方法开展了对比计算并与飞行试验值进行比较,分析了两种方法结果的差异。采用热喷方法对来流马赫数2.5,不同飞行高度及喷管进口总压开展计算,研究飞行高度及喷管进口总压对发动机喷流及底部流场的影响。结果表明,保持飞行高度、来流马赫数不变,喷管进口总压增加,底部压力系数逐渐提高。燃气质量浓度最大值位于底部空腔的壁面处,且保持一个恒定值。保持喷管进口总压、来流马赫数不变,飞行高度增加,喷流高速区向后移动且中心区最大马赫数增加。在一定飞行高度下,底部压力系数由负转正,即飞行器底部会出现正推力,这对飞行器的射程会产生重要影响,需要提前评估。(本文来源于《宇航学报》期刊2018年01期）
张津泽,徐珊姝,王国辉,胡春波[8]（2017）在《导流槽和混合比对发动机喷流噪声特性影响实验研究》一文中研究指出为分析研究火箭发动机喷流噪声特性的影响因素,设计了火箭发动机喷流噪声实验系统;采用BK数据采集系统及噪声处理软件进行噪声数据的采集和分析,研究发动机混合比以及导流槽对火箭发动机喷流噪声特性的影响。结果表明:随着发动机混合比的上升,发动机从富燃燃烧状态转换到富氧燃烧状态,噪声声压级降低;导流槽对喷流噪声有遮蔽作用,且随着导流槽距喷管出口距离的增大,遮蔽作用下降,噪声声压级上升。(本文来源于《导弹与航天运载技术》期刊2017年05期）
刘万刚,叶正寅,张伟伟[9]（2017）在《发动机斜喷流对某导弹气动特性影响研究》一文中研究指出针对某导弹斜喷发动机点火时飞行姿态大幅抖动现象,通过CFD数值模拟研究斜喷流对气动特性影响。结果表明:随着发动机点火过程中燃烧室总压急剧增大,喷流与外流场相互作用形成了干扰力和干扰力矩。由于这种干扰效应的非线性特征,会引起控制系统的异常响应,导致弹体姿态大幅抖动。文中提供的计算方法及分析结论为同类导弹总体优化设计提供理论依据。(本文来源于《弹箭与制导学报》期刊2017年04期）
张哲,陈伟政,颜开[10]（2017）在《过热水喷流发动机喷管中的流动数值模拟与基本特性分析》一文中研究指出文章基于蒸发冷凝模型建立了闪蒸相变模型,对过热水喷流发动机喷管中的两相流动过程进行了数值模拟,发现高温高压流体在流动的过程中伴随着相变和膨胀的发生,两相流体在喷管收缩段、喉部和扩张段中流动特性各不相同,与实验数据进行对比验证了模型的准确性。研究了喷管形状对流动基本特性的影响,发现扩张比和扩张角对两相流在喷管中的相变和膨胀过程影响不同。该文所做研究对揭示两相流闪蒸相变机理、寻求各参数之间的匹配关系有着重要意义,可以为设计过热水喷流发动机提供理论基础。(本文来源于《船舶力学》期刊2017年04期）
喷流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：
出于俯仰配平控制需求,面对称飞行器通常会在力臂最长的尾端面布置气动控制面——体襟翼.由于体襟翼与发动机喷管距离较近,因此,极易受到发动机喷流干扰.该干扰力虽远小于发动机推力,但其力的作用方向垂直于体襟翼,力臂明显更长,导致喷流干扰所产生的俯仰力矩相对发动机推力所产生的俯仰力矩而言并非小量,甚至给飞行器控制造成不利影响.文章通过数值求解多组分N-S方程,分析了发动机与体襟翼之间的喷流干扰流场机理,发现了该喷流干扰力特性在低空低速和高空高速截然相反的原因.
（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。
喷流发动机论文参考文献
[1].陈豪,李帅辉,陈涉,李森,李腾.过氧化氢-煤油火箭发动机喷流红外辐射亮度的精确测量[J].实验流体力学.2019
[2].刘杰平,杜志博,蔡巧言,王飞,吕俊明.发动机喷流对体襟翼干扰特性的数值模拟[J].气体物理.2019
[3].范鹏展.基于发动机尾喷口的喷流噪声特性数值研究[D].南京航空航天大学.2019
[4].张颖哲,倪大明,Incheol,LEE,林大楷,杨志刚.缩比发动机喷嘴热喷流噪声试验[J].航空学报.2018
[5].王钰涵,王江峰,杨天鹏.脉冲燃气喷流对超燃冲压发动机燃烧内流特性的影响研究[C].第十届全国流体力学学术会议论文摘要集.2018
[6].徐悦.内嵌射流技术控制航空发动机超声速喷流噪声潜力巨大[N].中国航空报.2018
[7].李国良,杨云军,龚安龙,刘周.发动机喷流对飞行器底部流动影响数值模拟[J].宇航学报.2018
[8].张津泽,徐珊姝,王国辉,胡春波.导流槽和混合比对发动机喷流噪声特性影响实验研究[J].导弹与航天运载技术.2017
[9].刘万刚,叶正寅,张伟伟.发动机斜喷流对某导弹气动特性影响研究[J].弹箭与制导学报.2017
[10].张哲,陈伟政,颜开.过热水喷流发动机喷管中的流动数值模拟与基本特性分析[J].船舶力学.2017