蔡佳
- 作品数：28 被引量：8H指数：2
- 供职机构：南京航空航天大学更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金江苏省自然科学基金国家重点实验室开放基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术文化科学更多>>
- 一种高压比长前体高超声速进气道及其设计方法
- 本发明提供一种高压比长前体高超声速进气道及其设计方法，本发明采用一级激波溢流、二级激波‑等熵压缩波异位汇聚的进气道波系配置方法，第一级平面激波存在落后角，避免大攻角状态前体激波入射到唇罩唇口处；构建虚拟锥面并采用特征线法...
- 黄河峡贾明璞谢景斌谭慧俊蔡佳刘梦莹满延进李宏东
- 压力梯度双向可控的高超声速前体/压缩面一体化设计方法
- 本发明提出了一种压力梯度双向可控的高超声速前体/压缩面一体化设计方法，根据压缩量给定流向压力曲线，利用有旋特征线法求解出基准流场波系结构，基于基准流场选取某一站位沿展向逐渐降低的分布规律反求壁面型线空间坐标，最后利用流线...
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- 型面设计参数对Ma数分布可控基准流场的性能影响
- 李永洲张堃元蔡佳
- 高超声速二元进气道起动及非设计状态性能估算
- 进气道起动问题是高超声速推进系统面临的关键问题之一，直接影响到超燃冲压发动机能否稳定、高效地工作。由于飞行器不可能始终处于设计状态，因此在偏离设计状态下进气道的性能同样十分关键。这些都是当前国内外研究者十分关心的话题，具...
- 蔡佳
- 关键词：超燃冲压发动机高超声速二元进气道
- 文献传递
- 宽速域引射喷管巡航状态流动特性仿真被引量：1
- 2020年
- 为了获得宽速域引射喷管在巡航状态下的流动特性,设计了工作范围为马赫数0~4的引射喷管,仿真分析了巡航状态4 Ma其内部的典型流动结构,并重点研究了引射系数(次主流流量比和总温比平方根的乘积)对引射喷管流动以及推力性能的影响规律。研究结果表明:巡航状态下,引射喷管内部的流动结构主要由主/次流剪切层、激波所组成,沿着激波方向,激波逐渐增强;引射喷管内部的剪切层存在“附壁”和“脱体”两种典型状态。随着引射系数的增加,剪切层从“附壁”状态切换至“脱体”状态,并且管内的激波强度呈现出逐渐减弱的趋势,推力系数呈现出先增加后降低的趋势。当引射系数在0.006~0.06时,引射喷管的推力系数可达到0.95以上。
- 蔡佳蔡佳黄河峡黄河峡谭慧俊
- 关键词：剪切层引射系数推力系数
- 一种基于平面和锥形激波的乘波前体/压缩面一体化构型及其设计方法
- 本发明提供一种基于平面和锥形激波的乘波前体/压缩面一体化构型及其设计方法，包括以下步骤：(1)根据平面激波流场及预设的前缘捕获型线形状得到第一级压缩面；(2)根据锥形激波流场得到第二级压缩面；(3)设计等熵压缩的第三级压...
- 黄河峡许耀宇蔡佳谭慧俊李方波秦源兰磊
- 高超声速二元进气道脉冲起动双波结构的理论与数值研究
- 目前,超燃冲压发动机进气道试验很大部分在脉冲风洞中进行。风洞的起动过程有可能和进气道起动非定常过程相互耦合,从而造成地面试验与高空飞行偏差,导致飞行器高空实际飞行时进气道不起动。因此,分析高超声速进气道脉冲起动过程中激波...
- 蔡佳苏纬仪张堃元
- 关键词：高超声速进气道脉冲风洞起动过程
- 文献传递
- 一种基于流场相似变换的强展向压力梯度压缩面设计方法
- 本发明提出了一种基于流场相似变换的强展向压力梯度压缩面设计方法。为了增强前体/压缩面展向压力梯度，通过对基准流场按照指定的规律相似变换，主动构造沿展向后掠的三维压缩激波系，结合流线追踪方法，可获得兼具三维乘波和强边界层排...
- 黄河峡关玉茹蔡佳谢李斌谭慧俊丁文博李超王磊罗金玲
- 一种展向压力分布可控的高速前体/压缩面气动设计方法
- 本发明提出了一种基于展向压力分布可控的高超声速前体/压缩面一体化气动设计方法，利用外锥流场沿径向方向压力逐渐降低的特性，通过给定外锥波后流场中某一个栈位沿展向逐渐降低的压力分布规律，基于坐标变换，在外锥流场中反求壁面型线...
- 黄河峡李灿民蔡佳唐学斌吕靖昊谭慧俊曾威淇
- 文献传递
- 固体火箭发动机中最终凝相产物特性分析
- 2024年
- 铝颗粒的加入可以有效提高固体推进剂的能量特性,但也带来了两相流比冲损失、熔渣沉积和喷管烧蚀加剧等消极影响,因此,对固体火箭发动机最终凝相产物特性展开研究对评估和提升固体火箭发动机性能具有重要意义。以燃烧终产物为主要研究对象,搭建了基于粒度分析仪的高温高速颗粒特性动态测量系统,对AP/HTPB含铝复合推进剂开展了高温高压下固体火箭发动机试验研究,获得了排气羽流中燃烧终产物分布特性,包括燃烧终产物粒径、均值粒径及颗粒种类等随时间的变化规律,为全面了解凝相产物粒度分布特性提供试验和数据支撑。根据发动机燃烧室压力分布趋势,将固体火箭发动机的工作过程划分为3个阶段(阶段①~③),研究表明:阶段①排气羽流中固体颗粒包括黑火药和推进剂两种燃烧产物,黑火药的随机燃烧特性、燃烧室压力和温度的突升会共同影响该阶段的燃烧终产物分布特性;阶段②燃烧稳定性最高,且该阶段不同时刻燃烧终产物粒径具有较为一致的分布特性,可采用特征模式描述阶段②燃烧终产物的粒径分布;阶段③燃烧终产物粒径分布离散度小于阶段①,该阶段燃烧室压力和温度的突降会影响燃烧终产物分布特性;燃烧室压力和温度突变会改变燃烧终产物模态、峰值粒径及均值粒径等分布特性,不同类型颗粒质量分数随发动机工作阶段的变化而变化。
- 刘梦莹徐晨恩黄河峡蔡佳刘筑李世鹏
- 关键词：固体火箭发动机粒径分布
