丰松江
- 作品数：67 被引量：261H指数：8
- 供职机构：中国人民解放军装备学院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金国家高技术研究发展计划国家重点基础研究发展计划更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术动力工程及工程热物理理学文化科学更多>>
- 一种用于螺旋桨等离子体流动控制的高压输送滑环装置
- 本发明涉及一种用于螺旋桨等离子体流动控制的高压输送滑环装置，属于等离子体流动控制技术领域。本装置组成包括螺旋桨桨毂、同步转动滑环、2个碳刷支架。2个碳刷支架上的碳刷分别连接激励电源高压输出端、接地端，每个碳刷支架均设置绝...
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- 高空螺旋桨等离子体流动控制的地面缩比实验模拟方法
- 本发明一种高空螺旋桨等离子体流动控制的地面缩比实验模拟方法，包括以下步骤：测量并计算高空螺旋桨实际等离子体激励器相似参数；制作用于地面风洞实验的地面缩比螺旋桨；确定所述地面缩比螺旋桨的模拟等离子体器结构参数和激励电源参数...
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- 文献传递
- 新型液体火箭发动机燃烧不稳定性研究
- 应用CFD方法对氢氧火箭发动机燃烧过程进行二维和三维全尺寸数值模拟。首次有针对性地系统得出了混合比、液氧喷雾初始尺寸分布、缩进区液氧蒸发质量对氢氧火箭发动机燃烧振荡的影响规律，评估了1轮毂3径向喷嘴隔板抑制燃烧振荡的效果...
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- 关键词：火箭发动机燃烧不稳定性数值仿真燃烧过程
- 文献传递
- 燃烧室内燃烧模型对尾焰流场及其辐射的影响被引量：14
- 2006年
- 基于压力隐式算子分裂(PISO)算法,通过求解Navier-Stokes方程,对燃烧室内一步反应和两步反应模型、无燃烧室三种情形下尾焰流场进行了数值仿真;采用结构和非结构网格并分别用TTM方法和Delaunay三角形方法来生成;利用高温气体高分辨率光谱参数数据库HITEMP对辐射传输方程进行求解,得到三种情形下尾焰中CO2和H2O的光谱辐射亮度分布。仿真结果表明:不同的燃烧模型影响尾焰流场及其辐射,无燃烧室时尾焰辐射较弱。
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- 关键词：尾焰数值仿真
- 液氢/液氧火箭发动机尾焰流场特性仿真研究被引量：6
- 2015年
- 为研究液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流流动特点,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型、液氢/液氧单步化学反应的N-S方程,化学反应速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制控制,运用PISO算法对液氢/液氧火箭发动机在地面发射阶段的燃烧尾焰射流流场进行了一体化仿真计算,得到了液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流近场激波系结构,并与理论分析结果进行对比,证明了算法的有效性和正确性。分析了燃烧尾焰压力场的动态形成过程,捕捉到尾焰半球形冲击波的发展过程,并认为冲击波为正激波且进行匀速传播。获得了尾焰流场各项参数的分布情况,为开展燃烧尾焰射流的辐射计算提供数据基础。
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- 关键词：尾焰冲击波
- 固体火箭尾焰红外辐射特性研究
- 运用离散颗粒模型对固体火箭发动机及尾焰两相流进行了一体化仿真,得出了各燃气组分和Al2O3颗粒的流场参数分布。通过建立固体火箭尾焰红外辐射模型,计算得出了二维轴对称尾焰的光谱辐射亮度。研究表明：颗粒辐射起着主导性作用,颗...
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- 关键词：固体火箭发动机红外辐射
- 文献传递
- 有机凝胶偏二甲肼液滴着火燃烧特性及影响因素实验研究被引量：2
- 2013年
- 针对自燃推进剂接触就能着火燃烧的特点,设计实现了高压飞滴及常压挂滴两套单液滴燃烧实验系统,并开展了有机凝胶偏二甲肼(UDMH)液滴在四氧化二氮(NTO)氧化剂环境中着火燃烧的实验研究,深入分析了其着火燃烧特性及NTO氧化剂浓度、温度、压力、对流速度、液滴初始尺寸的影响。结果表明:有机凝胶UDMH液滴表面液体燃料耗尽后会形成弹性胶凝剂膜,促使液滴内部出现沸腾蒸发及非稳态蒸汽喷射,导致燃烧火焰出现剧烈扰动。NTO浓度升高,增大了扩散燃烧火焰范围,加速液滴表面燃料蒸汽分解燃烧,有利于提高燃烧速率。NTO温度越低,着火延迟时间越长,并容易导致熄火。NTO对流速度越大,也会增加着火延迟时间,且更容易形成脱体火焰,使其燃烧速率降低。凝胶液滴尺寸越大,其着火延迟时间受对流速度的影响明显减小。NTO压力升高会抑制燃料蒸汽喷射强度,形成更稳定且更靠近液滴表面的双火焰结构。
- 聂万胜何博苏凌宇何浩波丰松江侯志勇
- 关键词：有机凝胶自燃推进剂液滴燃烧特性影响因素
- 复燃对液氧煤油火箭发动机尾焰流场及辐射特性影响数值研究
- 以液氧煤油发动机喉部截面参数为入口条件,采用耦合Realizable k-ε湍流模型的二维N-S方程,考虑尾焰复燃反应,利用PISO算法求解得到尾焰流场参数.在此基础上,通过气体辐射传输方程和大气透过率计算模型SLG对尾...
- 乔野聂万胜丰松江吴高杨
- 多喷管液体火箭动力系统尾焰冲击特性研究被引量：8
- 2017年
- 为深入研究多喷管液体火箭动力系统尾焰冲击特性,以由多喷管液体火箭动力系统构成的发射平台为研究对象,采用三维N-S方程描述尾焰冲击流动过程,采用Realizable k-ε湍流模型封闭流动方程组,并运用压力的隐式算子分割(PISO)算法进行求解,得到了火箭动力系统尾焰对不同导流面导流槽的冲击流场参数。结果表明:导流面上受冲击影响最大的是沿喷管轴线方向的正冲击区域,且助推器尾焰对导流面的冲击效应相比于芯级更加强烈。锥形导流面对多喷管动力系统尾焰具有很好的引射和导流作用,相比于楔形导流面更能降低尾焰的冲击影响,但会在流场中形成漩涡并卷吸高温燃气,可能对发射系统造成破坏,需要增加相应的热防护措施。
- 乔野聂万胜吴高杨蔡红华丰松江
- 关键词：液体火箭发动机尾焰
- 发动机等离子体凹腔稳燃器
- 本发明属于航空航天动力系统应用技术领域，涉及一种基于凹腔火焰稳定器的发动机燃烧室火焰稳定技术。目的是解决常规凹腔火焰稳定器存在自激振荡问题。在常规凹腔火焰稳定器的上游、前壁、底壁、后壁、下游以及燃料喷口处安装等离子体激励...
- 聂万胜车学科田希晖何浩波冯伟苏凌宇侯志勇程钰锋丰松江冯必鸣周思引
