导读:本文包含了喷流发动机论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:发动机,超声速,喷管,噪声,方法,襟翼,亚音速。
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）
张颖哲,倪大明,Incheol,LEE,林大楷,杨志刚[3]（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[4]（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[5]（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[6]（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）
刘万刚,叶正寅,张伟伟[7]（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[8]（2017）在《过热水喷流发动机流动特性研究》一文中研究指出过热水喷流发动机是一种使用过热水作为推进剂、利用其闪蒸相变和膨胀做功,并在短时间内产生巨大推力的新型推进器。储水容器中的高温高压液态水快速流过喷管时会发生相变,同时气体膨胀,两相流高速喷出,且喷管中发生相变后形成的两相流密度比气相推进剂大很多,对于短时间、大推力需求的场合,过热水喷流发动机更有优势。目前国内外关于过热水喷流发动机的研究较少,现有的研究主要关注于提高发动机推力以及增加用途等方面,尚没有对发动机工作内部机理进行细致研究。为使所设计的过热水喷流发动机达到最佳工作点,就必须对它工作时发生的闪蒸相变机理有深入地了解,理解相关参数之间的相互匹配关系。本文采用理论分析和数值模拟相结合的方法,对过热水喷流发动机喷管内的流动特性进行研究,寻求各参数之间的匹配关系。主要包括以下内容:(1)分别建立稳态和非稳态两种喷管内闪蒸两相流流动参数的一维计算方法,利用所建立的数学模型对喷管中的流动特性进行定性理论分析,讨论不同初始压强、不同过冷度对喷管性能的影响。(2)将蒸发冷凝模型拓展成为闪蒸相变模型,验证相变模型的准确性;基于所建立的闪蒸相变模型,采用混合多相流模型,对过热水喷流发动机喷管中的闪蒸两相流动进行数值模拟,并对模拟结果进行研究分析,得出喷管中闪蒸两相流的流动特性;探究了喷管形状、初始压强、过冷度、初始气体体积分数等因素对流动特性的影响,并与之前的理论分析结果进行对比。(3)采用前述的闪蒸相变模型,对过热水喷流发动机的非稳态工作过程进行数值模拟,并对其工作过程进行初步总结和分析。(本文来源于《中国舰船研究院》期刊2017-03-01）
杨小权,刘林,Cyrille,Breard,杨奕,孙一峰[9]（2016）在《基于TA方法的发动机喷流噪声预测研究》一文中研究指出本文针对发动机喷流噪声的物理特性,发展了TA方法的发动机喷流噪声预测方法。该方法采用RANS求解时均湍流,然后利用两方程湍流模型k-ε的湍动能k和耗散率ε生成TA积分方法的噪声声源,结合喷口射流的轴对称性通过格林函数积分预测发动机喷流远场噪声的声传播。通过典型算例分析了:RANS计算网格对湍流噪声声源的影响;积分域大小对远场声传播的影响;积分域积分网格密度对远场声传播的影响。预测结果表明:发展的TA方法不仅能够非常准确的确定发动机喷流噪声的声源而且还能够准确预测发动机喷流噪声的远场声传播。该方法能够用于工程实际所需的发动机喷流噪声远场声传播的预测,因而具有广阔的应用前景。(本文来源于《2016年度全国气动声学学术会议论文摘要集》期刊2016-11-04）
燕国军,权晓波,王占莹,魏海鹏[10]（2016）在《水环境下固体火箭发动机喷流流场数值研究》一文中研究指出为了研究不同环境介质下发动机喷流流场特征,基于VOF多相流模型和SST k-ω湍流模型,结合动网格方法,建立了水环境下固体火箭发动机运动过程喷流流场数值仿真模型。通过数值仿真分析获得了航行体尾部附着气泡环境下发动机工作过程推力以及尾部气泡内压力变化特征,燃气射流将使得尾部气泡出现振荡加强、再次断裂等复杂的非定常流动特征。同时获得了环境背压和环境介质对发动机推力的影响规律,发现环境介质的不同会对发动机工作初始过程的推力产生一定影响。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2016年03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].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
[4].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
[5].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
[6].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
[7].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
[8].张哲.过热水喷流发动机流动特性研究[D].中国舰船研究院.2017
[9].杨小权,刘林,Cyrille,Breard,杨奕,孙一峰.基于TA方法的发动机喷流噪声预测研究[C].2016年度全国气动声学学术会议论文摘要集.2016
[10].燕国军,权晓波,王占莹,魏海鹏.水环境下固体火箭发动机喷流流场数值研究[J].固体火箭技术.2016
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