近年来,固体火箭冲压发动机获得飞快发展,本文综述了其技术研究进展,为后续固体火箭冲压发动机技术及相似技术的发展提供借鉴。主要介绍了固体火箭冲压发动机的燃气流量调节技术、贫氧推进剂技术、高效燃烧组织技术、...
通过直连式试验研究非壅塞固体火箭冲压发动机二次燃烧影响因素。试验结果表明,当空燃比在一定范围内变化时,若空燃比变大,则燃烧效率升高,当空燃比达到一定程度后再增加,则燃烧效率降低;对于铝镁贫氧推进剂取较小的后...
夏智勋 胡建新... 《航空动力学报》 2004年05期 期刊
关键词： 航空、航天推进系统 / 火箭冲压发动机 / 整体式固体火箭冲压发动机 / 燃烧过程
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在对固体火箭冲压发动机的高度特性进行分析的基础上，分别研究了壅塞式和非壅塞式固体火箭冲压发动机性能调节特性及方案，并着重分析了非壅塞式固体火箭冲压发动机的燃气流量自适应调节原理与规律。分析计算表明：非...
对不同出口构型合成射流激励器进行射流矢量控制进行了数值研究,并对决定合成射流激励器射流矢量控制的物理因素进行了分析和归纳.低压区位置和面积及其压强梯度、合成射流动量分量、合成射流对主流的卷吸率是直接控制...
Physical factors of primary jet vectoring control usin... CNKI文献
A primary jet vectoring using synthetic jet actuators with different exit con- figurations was investigated,and the main physical factors influencing jet vectoring were analyzed and summarized.The ph...
夏智勋 罗振兵 《Applied Mathematics and Mechanics(English Edition)》 2007年07期 期刊
固体火箭发动机内轴对称两相流场的一体化数值模拟 CNKI文献
将固体火箭发动机燃烧室和喷管作为一个整体，应用时间相关法进行了轴对称两相流场的一体化数值模拟。对气相采用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ显式差分格式，对颗粒相则采用特征线法进行计算。计算结果表明该方法可以对带潜入...
关键词： 固体推进剂火箭发动机 / 潜入式喷管 / 二相流 / 流场模拟
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采用极大似然法完成了轴对称飞行器的非线性气动参数辨识。根据飞行弹道的特性，采用考虑了横侧向运动耦合的纵向三自由度飞行动力学模型；为了反映气动参数随马赫数的变化，给出了一种考虑马赫数变化的气动参数数学模...
冲压发动机具有结构简单、重量轻、体积小、推重比大、成本低等优点,特别适合于超声速和高超声速飞行器实现远程巡航飞行。目前,多种以整体式冲压发动机为动力的超声速战术导弹已经开始服役,并成为突破导弹防御系统的...
采用放电测量和高速阴影技术对两电极等离子体合成射流激励器工作特性进行了系统实验研究.实验表明:激励器工作击穿电压和放电峰值电流随激励器所处环境压强的降低和放电频率的增大而减小,激励器腔体内的放电过程为火...
给出了一种利用飞行器飞行试验实测数据估算飞行器气动参数的建模前估计算法，完成了某轴对称无控飞行器的非线性气动参数辨识。计算结果表明：该方法计算过程简单、迅速，可以作为快速估算飞行器气动参数的有力手段，...
基于合成双射流与翅片主-被动组合的大功率LED阵列散热实验... CNKI文献
为了更好地解决大功率LED散热问题,促进其集成化,提出了一种基于合成双射流(DSJ)与翅片主-被动组合的散热方式。通过实验对比,分析了4种不同方式的散热特性。结果表明,采用DSJ单独散热,芯片温度会迅速下降并趋于稳定;...
邓雄 夏智勋... 《光电子·激光》 2014年12期 期刊
关键词： LED阵列 / 主被动组合 / 合成双射流(DSJ) / 射流冲击距离
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对采用固体燃料的超燃冲压发动机构型方案进行了归纳总结,详细的介绍了不同构型方案的发展历程和研究现状.针对固体燃料构型、双燃烧室构型和固体火箭构型3种不同构型的工作特点,分析了各自的优势和存在的问题,并在此...
合成双射流(DSJ)激励器由于自身具有独特的矢量控制特性,为合成射流技术应用于主动流动控制提供了新途径。采用了基于射流核心区速度矢量的评价方法,并通过纹影和粒子图像测速法(PIV)流场显示实验研究了非对称出口压电...
为了实现常规型即时全球打击能力质的飞跃,必须把高超声速飞行器技术列为优先发展的重点技术之一。文章综述了近年来美国高超声速技术飞行器技术的研究进展,主要包括HyFly计划、X-43A计划、X-51A计划、HTV-2计划、常规...
针对采用碳氢固体推进剂的固体火箭超燃冲压发动机开展了地面直连试验。介绍了试验系统,测量了推力、压力、温度和质量流量等参数,分析了试验结果,得到燃烧室的性能。燃烧室总压损失为74.1%,燃烧效率为84.0%,推力增益...
关键词： 固体火箭超燃冲压发动机 / 地面直连试验 / 比冲 / 碳氢固体推进剂
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基于k-ω SST模型的同心筒发射装置流场数值模拟 CNKI文献
围绕同心筒发射装置流场数值模拟及结构优化展开研究,流场数值模拟基于轴对称Navier-Stokes(N-S)方程、k-ω shear stress transfer(SST)湍流模型,并运用域动分层动网格方法,以同心筒初始方案为参照,研究了同心筒发射...
张程 夏智勋... 《航空动力学报》 2019年11期 期刊
关键词： 同心筒发射装置 / 内筒收敛角 / 筒口扩张角 / k-ωSST湍流模型
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给出了一种快速计算火箭发动机喷流流场的方法，并在此基础上发展了一种计算喷流与物面间干扰流场及飞行器气动特性的工程计算方法。该方法不仅考虑了喷流与物面的碰撞，还考虑了有攻角下自由来流与喷流间的相互干扰。...
从不可压流反问题的Lightll准确解中可知,翼面压强分布和自由来流速度两者不能同时独立地给定。这意味着对于给定的压强分布存在着一个约束条件,否则,反设计问题就是不适定的。对于可压缩流动,同样应该存在类似的约束...
夏智勋 朱自强 《国防科技大学学报》 1992年04期 期刊
主动流动控制技术一直以来都是流体力学研究的前沿和热点。针对传统合成射流流动控制环境适应性差和能量效率不高的问题,发展了合成双射流及其流动控制技术。本文对其主要研究进展进行了综述。研究提出了基于能量综合...
倾斜转弯高超声速飞行器滚动通道的自适应全局积分滑模控制 CNKI文献
针对倾斜转弯高超声速飞行器滚动通道控制中初始误差大、系统参数不确定和干扰严重的问题,设计了一种自适应全局积分滑模控制方法。该方法在滑模控制参数中引入了自适应调节律来逼近系统参数摄动和干扰的上界,保证了整...
