CN112377323B - 一种应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻方法及装置 - Google Patents

一种应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻方法及装置 Download PDF

Info

Publication number
CN112377323B
CN112377323B CN202011162354.8A CN202011162354A CN112377323B CN 112377323 B CN112377323 B CN 112377323B CN 202011162354 A CN202011162354 A CN 202011162354A CN 112377323 B CN112377323 B CN 112377323B
Authority
CN
China
Prior art keywords
combustion
scramjet
fuel
scramjet engine
engine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202011162354.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112377323A (zh
Inventor
田野
钟富宇
蒋安林
时文
肖保国
张弯洲
邓维鑫
李季
李世豪
孙光焱
鲁玲
张娜
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Aerodynamics Research And Development Center
Original Assignee
China Aerodynamics Research And Development Center
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Aerodynamics Research And Development Center filed Critical China Aerodynamics Research And Development Center
Priority to CN202011162354.8A priority Critical patent/CN112377323B/zh
Publication of CN112377323A publication Critical patent/CN112377323A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112377323B publication Critical patent/CN112377323B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
    • F23R3/20—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants incorporating fuel injection means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Ignition Installations For Internal Combustion Engines (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Abstract

本发明涉及超燃冲压发动机技术领域，公开了一种应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻方法及装置，通过在超燃冲压发动机火焰稳定器凹腔内喷注气态氢气燃料，利用火花塞实现强迫点火，使燃料稳定燃烧；燃料燃烧改变超燃冲压发动机的流动结构，使超燃冲压发动机壁面附近的速度降低，从而降低发动机壁面附近的速度梯度，使超燃冲压发动机的摩擦阻力减小。本发明与传统的燃烧减阻机理不同，通过改变超燃冲压发动机的流动结构，降低发动机壁面附近的速度梯度，进而减小发动机的摩擦阻力，此方法改变了目前普遍对燃烧减阻机理的认识，丰富和完善了燃烧减阻的机理。

Description

一种应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻方法及装置
技术领域
本发明涉及超燃冲压发动机技术领域，具体涉及一种应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻方法及装置。
背景技术
超燃冲压发动机是高超声速飞行器的首选推进系统，尤其在高超声速巡航时(Ma>5)，展现了良好的比冲性能。因此世界范围内的科研人员仍在持续的开展超燃冲压发动机的相关技术的研究，特别是致力于改善超燃冲压发动机的推进性能，降低超燃冲压发动机的阻力。
在降低阻力的研究方面可以有很多研究方面，研究发现，氢气燃料在壁面附近边界层燃烧可以降低壁面摩擦阻力，并指出其原理是由于气膜冷却(filmcooling)的效应，即：喷入的氢气密度很低，使得边界层气流密度下降，导致了流体粘性系数下降，进而降低了壁面摩擦阻力。由此可见对超燃冲压发动机性能提升的研究收到了普遍的关注，特别是开展超燃冲压发动机降低摩擦阻力的研究。因此开展燃烧减阻机理研究和燃料喷注结构设计，对提升超燃冲压发动机的推力性能工程意义重大。
除改变燃料外，目前提升超燃冲压发动机推力性能，降低摩擦阻力的方法还有两种，一种是改变超燃冲压发动机的机体材料，改变材料的摩擦系数，进而降低超燃冲压发动机的摩擦阻力。尽管该办法可行，但在实际使用中受到了较大的限制，由于材料的改变，当超燃冲压发动机工作状态改变时，壁面热流大幅提升后，燃料很快发生变形或者烧蚀，大大影响了发动机的结构寿命。另一种方法往往通过改变发动机的几何形状实现，比如降低凹腔、支杆或者支板等的面积或者体积，达到降低内阻的目的。但其同样有不可避免的缺点，当发动机工作条件变化时，由于凹腔、支杆或者支板等稳焰措施减小，很可能出现发动机内燃料熄火，进而影响发动机的正常使用。
发明内容
基于以上问题，本发明提供一种应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻方法及装置，通过在超燃冲压发动机火焰稳定器凹腔内喷注气态氢气燃料，利用火花塞实现强迫点火，使燃料稳定燃烧；燃料燃烧改变超燃冲压发动机的流动结构，使超燃冲压发动机壁面附近的速度降低，从而降低发动机壁面附近的速度梯度，使超燃冲压发动机的摩擦阻力减小。
为实现上述技术效果，本发明采用的技术方案是：
一种应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻方法，在超燃冲压发动机火焰稳定器凹腔内喷注气态氢气燃料，利用火花塞实现强迫点火，使燃料稳定燃烧；燃料燃烧改变超燃冲压发动机的流动结构，使超燃冲压发动机壁面附近的速度降低，从而降低发动机壁面附近的速度梯度，使超燃冲压发动机的摩擦阻力减小。
为实现上述技术效果，本发明还提供了一种应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻的装置，包括设置于超燃冲压发动机火焰稳定器上壁面的凹腔，凹腔气流方向下游设置有燃料喷注块，燃料喷注块包括与燃料输送管连通的燃料输送腔和与燃料输送腔连通的多个喷孔，喷孔垂直朝向火焰稳定器内腔；凹腔气流方向上游设置有火花塞。
进一步地，燃料喷注块在贴近凹腔下游位置设置有与火焰稳定器上壁面相平行的凸块，燃料喷注块上的喷孔为相平行的两列，每列喷孔彼此之间展向均布，其中一列喷孔位于凸块上。
进一步地，燃料喷注块的喷孔采用10～15个直径为1.0mm的圆孔。
进一步地，火焰稳定器上壁面设置有检测块，检测块上设置有用于安装摩擦阻力传感器和压力传感器的安装孔。
进一步地，燃料喷注块与火焰稳定器外壁面接触的位置之间设置有O型密封圈。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明通过在超燃冲压发动机火焰稳定器凹腔内喷注气态氢气燃料，利用火花塞实现强迫点火，使燃料稳定燃烧；燃料燃烧改变超燃冲压发动机的流动结构，使超燃冲压发动机壁面附近的速度降低，从而降低发动机壁面附近的速度梯度，使超燃冲压发动机的摩擦阻力减小。与传统的燃烧减阻机理不同，通过燃烧改变超燃冲压发动机的流动结构，降低发动机壁面附近的速度梯度，进而减小发动机的摩擦阻力。本发明将改变目前普遍对燃烧减阻机理的认识，丰富和完善了燃烧减阻的机理。
附图说明
图1为实施例1和2中带有燃烧减阻的装置的发动机模型三维结构示意图；
图2为实施例1和2中燃烧减阻的装置的燃料喷注块局部示意图；
图3为实施例1和2中燃烧减阻的装置的部件装配剖面示意图；
图4为实施例2中无燃烧时超燃冲压发动机凹腔部位纹影图；
图5为实施例2中有燃烧时超燃冲压发动机凹腔部位纹影图；
图6为实施例2中有燃烧时超燃冲压发动机壁面摩阻和压力随时间变化图；
图7为图6中壁面摩阻和压力随时间变化局部放大图(两竖直虚线之间)；
图8为实施例2中无燃烧时数值模拟流场速度云图；
图9为实施例2中有燃烧时数值模拟流场速度云图；
其中，1、火焰稳定器；2、凹腔；3、燃料喷注块；4、喷孔；5、火花塞；6、凸块；7、检测块；8、安装孔；9、O型密封圈。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合实施例和附图，对本发明作进一步的详细说明，本发明的示意性实施方式及其说明仅用于解释本发明，并不作为对本发明的限定。
实施例1：
参见图1-4，一种应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻方法，在超燃冲压发动机火焰稳定器1凹腔2内喷注气态氢气燃料，利用火花塞5实现强迫点火，使燃料稳定燃烧；燃料燃烧改变超燃冲压发动机的流动结构，使超燃冲压发动机壁面附近的速度降低，从而降低发动机壁面附近的速度梯度，使超燃冲压发动机的摩擦阻力减小。
本实施例与传统的燃烧减阻机理不同，通过燃烧改变超燃冲压发动机的流动结构，降低发动机壁面附近的速度梯度，进而减小发动机的摩擦阻力。本发明将改变目前普遍对燃烧减阻机理的认识，丰富和完善了燃烧减阻的机理。而气模冷却减阻的方法不适用于本类超燃冲压发动机，气模冷却一般来说应用于平板结构(本实施例中的超燃冲压发动机有凹腔结构，非平板)。
本实施例中应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻的装置，包括设置于超燃冲压发动机火焰稳定器1上壁面的凹腔2，凹腔2气流方向下游设置有燃料喷注块3，燃料喷注块3包括与燃料输送管连通的燃料输送腔和与燃料输送腔连通的多个喷孔4，喷孔4垂直朝向火焰稳定器1内腔；凹腔2气流方向上游设置有火花塞5。通过燃料喷注块3将燃料垂直喷入火焰稳定器1内，利用火花塞5强迫点火，使燃料稳定燃烧。燃料喷注块3在贴近凹腔2下游位置设置有与火焰稳定器1上壁面相平行的凸块6，燃料喷注块3上的喷孔4为相平行的两列，每列喷孔4彼此之间展向均布，其中一列喷孔4位于凸块6上。本实施例中燃料喷注通过单独的燃料喷注块3进行喷注，便于拆卸和替换，以实现改变流量的目的。燃料喷注块3位于发动机的凹腔2内，喷孔4位置距离凹腔2前台阶的距离为凹腔2整体长度0.15～0.35倍。喷孔4的形状为圆形，直径为1mm，数量可以根据喷注压力和喷注流量需求为10～15个，可以根据喷注压力和流量需求灵活选用带有不同喷孔4数量的燃料喷注块3。
火焰稳定器1上壁面设置有检测块7，检测块7上设置有用于安装摩擦阻力传感器和压力传感器的安装孔8。通过在摩擦阻力传感器和压力传感器的安装孔8内安装摩擦阻力传感器和压力传感器，可根据传感器测量的摩擦阻力及压力变化情况，评估燃烧阻力的影响以及超燃冲压发动机内燃料的燃烧情况。
燃料喷注块3与火焰稳定器1外壁面接触的位置之间设置有O型密封圈9。本实施例采用O型密封圈9密封燃料喷注块3，保证燃料喷注块3与发动机模型本体间的密封效果，确保燃烧室内空气和外部环境空气无相对流动，不会干扰燃烧室内部流场结构，同时便于拆卸和安装。
实施例2
本实施例中，发动机模型如图1所示，发动机模型隔离段入口界面为30mm×150mm，模型全长1073mm，燃料喷注块3尺寸为140mm×80mm×60mm，凹腔2深11mm，长121mm。模型采用氢气作为燃料，燃料喷注压力1.5MPa，当量比约为0.1。在无燃烧的流动中(图4纹影图)，当超声速气流流过凹腔2区域时，在凹腔2台阶处产生了膨胀波结构。凹腔2下部的剪切层(B)与凹腔2底部相接触，当高速气流进一步流过凹腔2后缘斜坡后，产生了斜激波系(C)，斜激波系与发动机下壁面边界层相互作用，斜激波系经壁面反射。在下壁面产生了分离区，进一步出现了分离激波(D)。
燃料燃烧时火焰主要分布在凹腔2下部，并且稳定的燃烧。图5给出了有燃烧时流场的纹影图片，与无燃烧时流场结构(图4)有着明显的区别。可以清晰的看到凹腔2内的氢气射流注(图5中的B)，射流注的长度大于凹腔2的深度(11mm)，由于射流注的作用，凹腔2下部的剪切层被抬进了主流，使得主流的流通面积减小，因此在凹腔2台阶处产生了斜激波结构(图5中的C)。同样在射流注下端产生了斜激波结构(图5中的D)，该斜激波在剪切层和下壁面之间来回反射(图5中的E)。流场内波系差别明显，表明了燃烧改变了超燃冲压发动机的流场结构。
图6给出了有无燃烧时的摩擦阻力传感器的测量结果，图7给出了图6的局部放大图，有助于观察燃烧时间段内摩阻的变化规律。实验选取了一个没有燃烧的测量结果(case1)，为确保测量的准确性，共进行了两次燃烧试验(case 2和case 3)，两条曲线基本重合。对比发现，燃烧后摩阻大幅降低，已经由没有燃烧时的约420Pa降低到了有燃烧时的约240Pa。由此可见通过燃烧方法大大降低了超燃冲压发动机的摩阻。图8和图9给出了没有燃烧和有燃烧时的流场速度数值模拟云图，通过在摩阻传感器安装位置取值发现，无燃烧时的速度梯度为2.1X107,有燃烧时的速度梯度为8.7X106，并且对比发现：无燃烧时粘性系数数值大小为1.84X10-5,有燃烧时粘性系数数值大小为2.55X10-5。由此对比可以发现，通过燃烧并没有降低壁面附近的粘性系数，反而增加了。超燃冲压发动机燃烧减阻的本质是燃烧改变了流动结构，进而降低了壁面附近的速度梯度，燃烧减阻方法的本质有别于传统的气膜冷却方法。
如上即为本发明的实施例。上述实施例以及实施例中的具体参数仅是为了清楚表述发明验证过程，并非用以限制本发明的专利保护范围，本发明的专利保护范围仍然以其权利要求书为准，凡是运用本发明的说明书及附图内容所作的等同结构变化，同理均应包含在本发明的保护范围内。

Claims (5)

1.一种应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻的 装置，其特征在于：包括设置于超燃冲压发动机火焰稳定器(1)上壁面的凹腔(2)，所述凹腔(2)气流方向下游设置有燃料喷注块(3)，所述燃料喷注块(3)包括与燃料输送管连通的燃料输送腔和与燃料输送腔连通的多个喷孔(4)，所述喷孔(4)垂直朝向火焰稳定器(1)内腔；所述凹腔(2)气流方向上游设置有火花塞(5)；所述燃烧减阻装置的实施方法如下：在超燃冲压发动机火焰稳定器(1)凹腔(2)内喷注气态氢气燃料，利用火花塞(5)实现强迫点火，使燃料稳定燃烧；燃料燃烧改变超燃冲压发动机的流动结构，使超燃冲压发动机壁面附近的速度降低，从而降低发动机壁面附近的速度梯度，使超燃冲压发动机的摩擦阻力减小。
2.根据权利要求1所述的一种应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻的装置，其特征在于：所述燃料喷注块(3)在贴近凹腔(2)下游位置设置有与火焰稳定器(1)上壁面相平行的凸块(6)，所述燃料喷注块(3)上的喷孔(4)为相平行的两列，每列喷孔(4)彼此之间展向均布，其中一列喷孔(4)位于凸块(6)上。
3.根据权利要求2所述的一种应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻的装置，其特征在于：燃料喷注块(3)的喷孔(4)采用10～15个直径为1.0mm的圆孔。
4.根据权利要求1所述的一种应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻的装置，其特征在于：所述火焰稳定器(1)上壁面设置有检测块(7)，所述检测块(7)上设置有用于安装摩擦阻力传感器和压力传感器的安装孔(8)。
5.根据权利要求1所述的一种应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻的装置，其特征在于：所述燃料喷注块(3)与火焰稳定器(1)外壁面接触的位置之间设置有O型密封圈(9)。
CN202011162354.8A 2020-10-27 2020-10-27 一种应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻方法及装置 Active CN112377323B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011162354.8A CN112377323B (zh) 2020-10-27 2020-10-27 一种应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻方法及装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011162354.8A CN112377323B (zh) 2020-10-27 2020-10-27 一种应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻方法及装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112377323A CN112377323A (zh) 2021-02-19
CN112377323B true CN112377323B (zh) 2022-12-20

Family

ID=74575971

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011162354.8A Active CN112377323B (zh) 2020-10-27 2020-10-27 一种应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻方法及装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112377323B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112922744B (zh) * 2021-03-05 2023-01-06 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种壁面嵌入式的飞行器燃料输送装置
CN116146352B (zh) * 2023-04-23 2023-08-18 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 超燃冲压发动机展向非均匀燃料脉冲喷注装置及使用方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4817890A (en) * 1986-10-14 1989-04-04 General Electric Company Multiple-propellant air vehicle and propulsion system
US4938112A (en) * 1984-06-22 1990-07-03 Washington Research Foundation Apparatus and method for the acceleration of projectiles to hypervelocities
JP2003286900A (ja) * 2002-03-29 2003-10-10 Japan Science & Technology Corp スクラムジェット燃焼器およびその制御法
JP2009041418A (ja) * 2007-08-08 2009-02-26 Japan Aerospace Exploration Agency 宇宙輸送機用空気吸い込み式エンジン及びその増速性能向上方法
CN105180212A (zh) * 2015-09-02 2015-12-23 中国人民解放军国防科学技术大学 超燃冲压发动机燃烧室
JP2016056692A (ja) * 2014-09-05 2016-04-21 国立大学法人東北大学 スクラムジェットエンジン用燃焼装置及びスクラムジェットエンジン

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5072582A (en) * 1989-03-23 1991-12-17 General Electric Company Scramjet combustor
AUPQ361299A0 (en) * 1999-10-22 1999-11-18 University Of Queensland, The Reducing skin friction drag
US6302142B1 (en) * 2000-06-01 2001-10-16 Trw Inc. Supersonic gas flow device incorporating a compact supersonic diffuser
JP5529651B2 (ja) * 2010-07-01 2014-06-25 三菱重工業株式会社 超音速燃焼器の着火方法及び着火制御装置
JP5529650B2 (ja) * 2010-07-01 2014-06-25 三菱重工業株式会社 超音速燃焼器
RU2013157399A (ru) * 2011-06-16 2015-07-27 Сокпра Сьянс Э Жени, С.Э.К. Системы сгорания и компоненты системы сгорания роторных прямоточных воздушно-реактивных двигателей
CN102966974B (zh) * 2012-12-18 2015-01-21 中国人民解放军国防科学技术大学 超声速燃烧室壁面凹腔结构及包含其的发动机燃烧室
PT109894A (pt) * 2017-02-03 2018-08-03 Utis Ultimate Tech To Industrial Savings Lda Método para aumentar a eficiência de sistemas combustão contínua
CN107957081B (zh) * 2017-10-18 2020-02-07 北京航空航天大学 基于边界层燃烧的超燃冲压发动机内流道减阻方法
AU2020100803A4 (en) * 2020-05-21 2020-06-25 Hypersonix Launch Systems Pty Ltd Reusable, accelerating, hydrogen fuelled Scramjet with Fixed Geometry and Shape Transition
CN111664023A (zh) * 2020-07-03 2020-09-15 中国空气动力研究与发展中心 一种超燃冲压发动机的燃料掺混装置

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4938112A (en) * 1984-06-22 1990-07-03 Washington Research Foundation Apparatus and method for the acceleration of projectiles to hypervelocities
US4817890A (en) * 1986-10-14 1989-04-04 General Electric Company Multiple-propellant air vehicle and propulsion system
JP2003286900A (ja) * 2002-03-29 2003-10-10 Japan Science & Technology Corp スクラムジェット燃焼器およびその制御法
JP2009041418A (ja) * 2007-08-08 2009-02-26 Japan Aerospace Exploration Agency 宇宙輸送機用空気吸い込み式エンジン及びその増速性能向上方法
JP2016056692A (ja) * 2014-09-05 2016-04-21 国立大学法人東北大学 スクラムジェットエンジン用燃焼装置及びスクラムジェットエンジン
CN105180212A (zh) * 2015-09-02 2015-12-23 中国人民解放军国防科学技术大学 超燃冲压发动机燃烧室

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
脉冲燃烧风洞中空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机火焰稳定影响研究;乐嘉陵等;《推进技术》;20180920(第10期);全文 *
超燃冲压发动机推阻力特性研究综述;赵宏亮等;《火箭推进》;20141215(第06期);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN112377323A (zh) 2021-02-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112377323B (zh) 一种应用于降低超燃冲压发动机的燃烧减阻方法及装置
Frolov et al. Wind tunnel tests of a hydrogen-fueled detonation ramjet model at approach air stream Mach numbers from 4 to 8
CN109404166B (zh) 一种宽工况液氢液氧火炬式电点火装置
CN108612598B (zh) 改变双模态冲压发动机燃烧模态的方法及发动机燃烧室
CN208416745U (zh) 一种基于爆震燃烧的超燃冲压发动机
Jie et al. Isolation of back pressure waves in a valveless pulse detonation combustor with inlet air of high total temperature
Cortright Jr et al. Jet Effects on Flow Over Afterbodies in Supersonic Stream
Chen et al. Effects of inlet pressure on ignition of spray combustion
CN111023150B (zh) 一种燃烧室展向支板
CN113047981B (zh) 冲量法固体推进剂燃速测试原始实验数据有效性判定方法
Wang et al. Discovery of breathing phenomena in continuously rotating detonation
Stalker et al. Measurement of scramjet thrust in shock tunnels
RU48368U1 (ru) Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель
CN112780450A (zh) 一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统及方法
Du et al. Numerical analysis of start-up transient process of RBCC embedded rocket under non-normal operating conditions
Wang et al. Numerical investigation of skin-friction reduction in a supersonic channel
Kim et al. Combustion characteristics of the cylindrical multi-port grain for hybrid rocket motor
Dorsch et al. Experimental investigation of aerodynamic effects of external combustion in airstream below two-dimensional supersonic wing at Mach 2.5 and 3.0
Paull et al. Scramjet thrust measurement in a shock tunnel
Zhang et al. Aerodynamic performance analyses of blunt cone with new cavity-channel conception in the hypersonic flow
CN103089416A (zh) 一种天然气转子发动机的引火槽
CN116593168B (zh) 冲压旋转爆震发动机耗油率评估方法及系统
Lee et al. Investigation on spray characteristics under ultra-high injection pressure conditions
CN109139295B (zh) 超燃冲压发动机爆震稳定控制系统及其控制方法
Zhou et al. Investigation on C2H4-Air combustion mode in a non-premixed rotating detonation combustor

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant