轴对称主动冷却发动机燃烧室耦合传热分析方法研究

本文针对轴对称圆形截面的主动冷却发动机燃烧室开展了耦合传热分析方法的研究，提出了一套燃气/固壁/冷却油耦合传热分析的分析与设计方法，对设计的模型亚燃主动冷却燃烧室进行了闭环试验测试。试验测量结果与使用分析方法预测的计算结果符合的较好，说明此套耦合分析方法具有一定的可靠性和准确性，能够应用于指导工程设计。此外，比较研究了不同燃料组分替代模型计算结果的异同

Youth work organizations and the nurturing of future youth leaders forpolitical participation

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Analysis of Behaviors of Shock Focusing in the Inner Cavities of Double Wedge and Cone

The mechanisms of shock focusing in inner cavities of double wedge and cone are compared with that of traditional curved-surface shock focusing. The results show that there are many high temperature regions just behind shock surface which appear in two place alternately, one is near the surface of wall and the other is near the centerline. Also, changes in temperature, pressure, energy and power of the high temperature regions were analyzed and the results show that energy and power per unit volume increase, but total energy and power in the high temperature regions decrease during the process of shock moving forward the apex of double wedge or cone

激波聚焦引燃可燃混合气体的实验研究

在94mm×94mm方截面激波管上,入射激波马赫数为1.60～1.95内开展了汽油/空气可燃混合气体在激波聚焦方式下的点火实验.当汽油/空气混合比处于化学恰当比附近,激波马赫数为1.69～1.95的激波聚焦能够成功地引燃汽油/空气的可燃混合气体,而当入射激波马赫数低于1.69时,同样条件下的汽油/空气混合气体不能被点燃.流场的纹影照片显示,与未燃状态相比,汽油/空气可燃混合气体被引燃后的反射激波波面变宽

煤油-空气预混气流超声速燃烧数值研究

对以高温燃气作为引导火焰的煤油-空气预混气流超声速燃烧进行了数值模拟，系统研究了预混气流的温度、压力、当量比，以及预混气流与高温燃气的压力匹配关系等多种重要因素对超声速燃烧的影响。结果表明：随着预混气流静温、静压的升高，着火点诱导的压缩波增强，最高燃烧温度升高，火焰传播角相应增大；预混气流的当量比为化学恰当比时，燃烧温度最高；与静压匹配的情况相比，静压不匹配情况下的火焰传播角增大，当预混气流的静压高于高温燃气的静压时，着火点前移，反之，着火点则后移；此外，在多种情况下，燃烧室下壁面边界层都出现了自燃现象

Numerical study on supersonic combustion of kerosene-air premixed flow

对以高温燃气作为引导火焰的煤油．空气预混气流超声速燃烧进行了数值模拟，系统研究了预混气流的温度、压力、当量比，以及预混气流与高温燃气的压力匹配关系等多种重要因素对超声速燃烧的影响。结果表明：随着预混气流静温、静压的升高，着火点诱导的压缩波增强，最高燃烧温度升高，火焰传播角相应增大；预混气流的当量比为化学恰当比时，燃烧温度最高；与静压匹配的情况相比，静压不匹配情况下的火焰传播角增大，当预混气流的静压高于高温燃气的静压时，着火点前移，反之，着火点则后移；此外，在多种情况下，燃烧室下壁面边界层都出现了自燃现象

OPTIMIZATION AND ANALYSIS OF THE LEADING EDGE SHAPE FOR HYPERSONIC AIRPLANES BASED ON DOE METHODS1)

为探索前缘线变化对吸气式高超声速飞机气动性能的影响,基于一种旁侧进气布局翼身融合体构型,在飞行马赫数6,攻角4ffi和高度26 km的巡航飞行条件下,结合运用增量修正参数化设计方法、均匀实验设计方法和计算流体力学模拟,分析了飞行器前缘型线与其升阻力系数及纵向压心等性能参数间的关系.计算结果表明,前缘线形状对飞行器升阻力系数明显高于其对纵向压心影响,设计空间范围内升力系数变化约21.3%,阻力系数变化约31.8%,升阻比变化范围约10.63%,但相对压心变化范围仅为3.87%.在此基础上,通过对典型构型物面压力分布进行分析,发现前缘线形状适当弯曲可利用飞行器下表面侧壁压缩产生的高压气流,利用二者的耦合效应使飞行器获得额外的升力增量

高超声速飞机前缘型线优化分析

为探索前缘线改变对吸气式高超声速飞机气动性能的影响,本文基于一种旁侧进气布局翼身融合体构型,在飞行马赫数6,攻角4°和高度26km的巡航飞行条件下,结合运用增量修正参数化设计方法、均匀实验设计方法和计算流体力学模拟,分析了飞行器前缘型线形状与其升阻力系数及纵向压心等性能参数间的关系。计算结果表明,前缘线形状对飞行器升阻力系数影响十分明显,设计空间范围内升力系数变化约21.3%,阻力系数变化约31.8%,升阻比变化范围约10.63%。但相比之下,对纵向压心影响相对较小,相对压心变化范围仅为3.87%。此外,结果还表明飞行器的升、阻力系数与俯视投影面积基本呈正比,而升阻比与容积呈反比关系。在此基础..