超燃沖壓發(fā)動機

內(nèi)容概要

《超燃沖壓發(fā)動機--過程和特性》編著者科林·西格爾。
《超燃沖壓發(fā)動機--過程和特性》由權(quán)威研究人員編寫的這本書以統(tǒng)一的方式描述了超燃沖壓發(fā)動機的工作過程與特性，對理論和試驗研究進行了回顧。重點敘述了在超燃沖壓發(fā)動機中遇到的各種氣動熱力過程，包括部件分析與流路設(shè)計，與帶化學反應和不平衡效應的內(nèi)部流動高溫氣體動力學和高超聲速效應相關(guān)的基礎(chǔ)理論。接著進行了循環(huán)和部件分析，之后對流路進行了檢驗。最后，回顧了目前的試驗與理論能力，并介紹了迄今為止用于非定常高溫氣體動力學研究的地面試驗設(shè)備和計算流體力學方法。

作者簡介

作者：（美國）科林·西格爾（Corin Segal） 譯者：張新國

書籍目錄

第一章 引言
1.1 沖壓發(fā)動機和超聲速燃燒沖壓發(fā)動機(Scramjet)循環(huán)
1.2 歷史回顧
1.3 小結(jié)
參考文獻
第二章 理論背景
2.1 可壓縮流的場方程和本構(gòu)關(guān)系式
2.1.1 流體運動的場方程
2.1.1.1 質(zhì)量守恒方程
2.1.1.2 動量守恒方程
2.1.1.3 能量守恒方程
2.1.1.4 組分守恒方程
2.1.2 本構(gòu)方程
2.1.2.1 狀態(tài)方程
2.1.2.2 熱傳導的傅里葉定律
2.1.2.3 剪切應力張量
2.2 一維定常流動和蘭金一雨貢紐(Rankine—Hugoniot)關(guān)系式
2.2.1 一維定常流動
2.2.2 蘭金一雨貢紐關(guān)系式
2.2.3 等截面管中的滯止條件和熱壅塞
2.3 化學反應與化學平衡
2.3.1 熱力學關(guān)系與吉布斯函數(shù)
2.3.2 化學平衡
2.3.3 質(zhì)量作用定律和反應速率常數(shù)
2.3.4 空氣平衡組分
2.4 關(guān)于非平衡的考慮
參考文獻
第三章 高溫氣體動力學和高超聲速的影響
3.1 引言
3.2 真實氣體的狀態(tài)方程
3.3 動力學理論基礎(chǔ)
3.3.1 壓力、能量和狀態(tài)方程
3.3.2 平均自由程
3.3.3 Maxwellian分布——速度分布函數(shù)
3.3 4 輸運系數(shù)
3.4 統(tǒng)計熱力學基礎(chǔ)
3.4.1 氣體的微觀描述
3.4.1.1 能量的模態(tài)
3.4.I.2 量子能級和簡并
3.4.1.3 微觀狀態(tài)枚舉和宏觀狀態(tài)
3.4.2 給定宏觀態(tài)中的微觀態(tài)數(shù)目的確定
3.4.3 最可幾狀態(tài)
3.4.4 玻耳茲曼分布函數(shù)
3.4.5 以配分函數(shù)表述的熱力學特性
3.4.6 配分函數(shù)的評估
3.4.7 熱力學特性的確定
3.5 高超聲速流動
參考文獻
第四章 循環(huán)分析和能量管理
4.1 引言
4.2 理想的超燃沖壓發(fā)動機循環(huán)
4.3 彈道和載荷
4.4 性能分析
4.5 組合循環(huán)
4.5.1 渦輪基組合循環(huán)(TBCC)
4.5.2 火箭基組合循環(huán)(RBCCC)
4.5.2.1 RBCC系統(tǒng)的工作模式
4.5.2.2 組合循環(huán)推進的技術(shù)問題
4.5.2.3 RBCC各種工作模式特有的技術(shù)問題
參考文獻
第五章 進氣道和尾噴管
5.1 進氣道
5.1.1 引言
5.1.2 壓縮效率和能量平衡
5.1.2.1 總壓恢復和動能效率
5.1.2.2 壓力系數(shù)Kw
5.1.2.3 進氣道性能——壓縮和收縮比的影響
5.1.3 流動相互作用和進氣道設(shè)計考慮
5.1.3.1 進氣道起動
5.1.3.2 黏性作用
5.1.3.3 激波邊界層相互干擾
5.1.4 進氣道流動控制的新概念
5.1.4.1 吸入氣體的能量分配
5.1.4.2 通過磁場使流動減速
5.1.4.3 使用燃料噴射的流動控制
5.1.5 小結(jié)
5.2 尾噴管
參考文獻
第六章 超聲速燃燒過程
6.1 引言
6.2 時間尺度
6.3 燃料一空氣摻混
6.3.1 平行的無約束的可壓縮流動
6.3.1.1 對流馬赫數(shù)的定義
6.3.1.2 二維剪切層的發(fā)展和速度、密度之間的依賴關(guān)系
6.3.1.3 可壓縮性對剪切層發(fā)展的影響
6.3.1.4 熱釋放對剪切層的影響
6.3.1.5剪切層中的摻混
6.3.2 傾斜或橫向流動摻混
6.3.3 摻混度和摻混效率
6.3.4 摻混增強
6.4 化學動力學——反應機理
6.4.1 氫氣一空氣反應機理
6.4.2 碳氫燃料反應機理
6.4.3 小結(jié)
6.5火焰穩(wěn)定性
6.5.1 回流區(qū)流場
6.5.2 回流區(qū)溫度
6.5.3 局部當量比分析
6.5.4 回流區(qū)成分分析
6.5.5 穩(wěn)定性參數(shù)公式
6.5.6 小結(jié)
6.6 燃燒室設(shè)計和熱釋放效率
6.6.1 隔離段，
6.6.2 燃燒室設(shè)計和性能
6.6.2.1 一般燃燒室設(shè)計參數(shù)
6.6.2.2 壓力上升和燃燒效率
6.7 縮放因子，
6.8 燃料管理
6.8.1 燃料作為飛行器和發(fā)動機部件的冷卻劑
6.8.2 熱裂解與催化裂解
6.8.3 燃料管理
參考文獻
第七章 試驗方法及風洞
7.1 引言
7.2 高超聲速飛行范圍
7.3 暫沖式風洞
7.3.1 燃燒加熱風洞
7.3.2 電加熱風洞
7.3.3 電弧加熱風洞
7.4 短時間運行的脈沖式風洞
7.4.1 激波風洞
7.4.2 自由活塞式激波風洞
7.4.3 膨脹管風洞
7.5 小結(jié)
參考文獻
第八章 計算流體動力學方法和求解高速反應流
8.1  引言
8.2 守恒方程和方程捕捉到的流動物理現(xiàn)象
8.2.1 流場和本構(gòu)方程
8.2.2 組分與熱量的分子輸運
8.3 湍流反應流——長度尺度.
8.4 湍流化學反應流的計算方法
8.4.1 直接數(shù)值模擬.
8.4.2 雷諾平均的NS方程
8.4.3 湍流模型
8.4.4 大渦模擬(LES)

章節(jié)摘錄

版權(quán)頁：   插圖：   總的來說，經(jīng)驗關(guān)系式和試驗結(jié)果吻合得較好，特別是在射流下游中間處位置。在靠近噴射點位置，這里曲線斜率要大一些，或在射流下游遠處（距離大于30倍噴射口直徑），兩者相差1～2倍噴口直徑。 對改進的式（6—20）進行測試，其考慮了來流馬赫數(shù)的影響。與預想的一樣，結(jié)果表明穿透深度隨著動壓比、下游距離和邊界層厚度與噴口直徑比的增大而增大。而且穿透深度還隨著來流馬赫數(shù)的增大而增加，僅憑直覺是無法得到這樣的結(jié)論的。來流馬赫數(shù)的增大使弓形激波強度增加，這樣會使得穿透深度增加。隨著馬赫數(shù)的增大，激波后氣流動壓會增加幾個百分點，所以實際射流與主流動壓比要比射流與超聲速自由來流動壓比小很多。例如，Ma4的自由來流通過一道正激波后動壓降低78％。然而直接運用正激波關(guān)系式來預測動壓比是不夠精確的，因為弓形激波只有一小部分接近于正激波。 在低馬赫數(shù)而且邊界層較厚的情況下，盡管從壁面算起的射流穿透深度增大，但離開邊界層進入主流區(qū)后的穿透深度卻因邊界層較厚而變小。這時接近于正激波的弓形激波將不復存在，超聲速來流與射流互相干擾形成較弱的斜激波。由于射流對于主流的堵塞作用減弱，其生成的旋渦對于加強摻混的效果也將削弱。這樣使得射流不再是橫向而是更加貼近壁面而接近于切向方向。 但超聲速來流馬赫數(shù)很高時，弓形激波強度增加，激波后動壓大幅降低，所以射流與主流動壓比增大使得穿透深度變大，這就解釋了為什么隨著來流馬赫數(shù)的增大，邊界層厚度對于穿透深度的影響將減小。 橫向液體噴射 氣體射流中關(guān)于穿透深度以及與空氣摻混等問題的結(jié)論同樣適用于超燃沖壓發(fā)動機中所用的液體燃料。液體燃料在技術(shù)、經(jīng)濟性以及可操作性等方面較氣體燃料具有明顯的優(yōu)勢，特別是對于飛行馬赫數(shù)不超過8的小型高超聲速飛行器來說，使用液態(tài)碳氫燃料是非常合適的，關(guān)于這些具體的優(yōu)點已在本書第四章進行了介紹。液態(tài)碳氫燃料的摻混和燃燒是多步物理一化學過程，這要求摻混過程快速，因為高速空氣在超燃沖壓發(fā)動機中駐留時間比較短。如果選用的液體燃料適用于所有超臨界工況，這將贏得大量的時間用于液體燃料的破碎和蒸發(fā)。此外，如果上述轉(zhuǎn)化過程伴隨著化學裂解，那么氫鍵的形成或者其他活性自由基將增加混合物的化學反應性，這樣可以減小燃燒室的長度。

編輯推薦

《超燃沖壓發(fā)動機:過程和特性》旨在為從事航空發(fā)動機設(shè)計生產(chǎn)和管理的相關(guān)人員提供參考，為航空發(fā)動機基礎(chǔ)理論研究，關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)和型號研制工作提供借鑒，為我國自主研發(fā)具有世界先進水平的航空發(fā)動機，振興航空發(fā)動機產(chǎn)業(yè)提供支持。

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