超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)

內(nèi)容概要

《超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)--過(guò)程和特性》編著者科林·西格爾。
《超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)--過(guò)程和特性》由權(quán)威研究人員編寫(xiě)的這本書(shū)以統(tǒng)一的方式描述了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作過(guò)程與特性，對(duì)理論和試驗(yàn)研究進(jìn)行了回顧。重點(diǎn)敘述了在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中遇到的各種氣動(dòng)熱力過(guò)程，包括部件分析與流路設(shè)計(jì)，與帶化學(xué)反應(yīng)和不平衡效應(yīng)的內(nèi)部流動(dòng)高溫氣體動(dòng)力學(xué)和高超聲速效應(yīng)相關(guān)的基礎(chǔ)理論。接著進(jìn)行了循環(huán)和部件分析，之后對(duì)流路進(jìn)行了檢驗(yàn)。最后，回顧了目前的試驗(yàn)與理論能力，并介紹了迄今為止用于非定常高溫氣體動(dòng)力學(xué)研究的地面試驗(yàn)設(shè)備和計(jì)算流體力學(xué)方法。

作者簡(jiǎn)介

作者：（美國(guó)）科林·西格爾（Corin Segal） 譯者：張新國(guó)

書(shū)籍目錄

第一章 引言
1.1 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和超聲速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(Scramjet)循環(huán)
1.2 歷史回顧
1.3 小結(jié)
參考文獻(xiàn)
第二章 理論背景
2.1 可壓縮流的場(chǎng)方程和本構(gòu)關(guān)系式
2.1.1 流體運(yùn)動(dòng)的場(chǎng)方程
2.1.1.1 質(zhì)量守恒方程
2.1.1.2 動(dòng)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(dǎo)的傅里葉定律
2.1.2.3 剪切應(yīng)力張量
2.2 一維定常流動(dòng)和蘭金一雨貢紐(Rankine—Hugoniot)關(guān)系式
2.2.1 一維定常流動(dòng)
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(xué)反應(yīng)與化學(xué)平衡
2.3.1 熱力學(xué)關(guān)系與吉布斯函數(shù)
2.3.2 化學(xué)平衡
2.3.3 質(zhì)量作用定律和反應(yīng)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(xiàn)
第三章 高溫氣體動(dòng)力學(xué)和高超聲速的影響
3.1 引言
3.2 真實(shí)氣體的狀態(tài)方程
3.3 動(dòng)力學(xué)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(yùn)系數(shù)
3.4 統(tǒng)計(jì)熱力學(xué)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(jí)和簡(jiǎn)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(xué)特性
3.4.6 配分函數(shù)的評(píng)估
3.4.7 熱力學(xué)特性的確定
3.5 高超聲速流動(dòng)
參考文獻(xiàn)
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(dòng)機(jī)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(jìn)的技術(shù)問(wèn)題
4.5.2.3 RBCC各種工作模式特有的技術(shù)問(wèn)題
參考文獻(xiàn)
第五章 進(jìn)氣道和尾噴管
5.1 進(jìn)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(fù)和動(dòng)能效率
5.1.2.2 壓力系數(shù)Kw
5.1.2.3 進(jìn)氣道性能——壓縮和收縮比的影響
5.1.3 流動(dòng)相互作用和進(jìn)氣道設(shè)計(jì)考慮
5.1.3.1 進(jìn)氣道起動(dòng)
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(jìn)氣道流動(dòng)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(guò)磁場(chǎng)使流動(dòng)減速
5.1.4.3 使用燃料噴射的流動(dòng)控制
5.1.5 小結(jié)
5.2 尾噴管
參考文獻(xiàn)
第六章 超聲速燃燒過(guò)程
6.1 引言
6.2 時(shí)間尺度
6.3 燃料一空氣摻混
6.3.1 平行的無(wú)約束的可壓縮流動(dòng)
6.3.1.1 對(duì)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(lài)關(guān)系
6.3.1.3 可壓縮性對(duì)剪切層發(fā)展的影響
6.3.1.4 熱釋放對(duì)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(dòng)摻混
6.3.3 摻混度和摻混效率
6.3.4 摻混增強(qiáng)
6.4 化學(xué)動(dòng)力學(xué)——反應(yīng)機(jī)理
6.4.1 氫氣一空氣反應(yīng)機(jī)理
6.4.2 碳?xì)淙剂戏磻?yīng)機(jī)理
6.4.3 小結(jié)
6.5火焰穩(wěn)定性
6.5.1 回流區(qū)流場(chǎng)
6.5.2 回流區(qū)溫度
6.5.3 局部當(dāng)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(jì)和熱釋放效率
6.6.1 隔離段，
6.6.2 燃燒室設(shè)計(jì)和性能
6.6.2.1 一般燃燒室設(shè)計(jì)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(dòng)機(jī)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(xiàn)
第七章 試驗(yàn)方法及風(fēng)洞
7.1 引言
7.2 高超聲速飛行范圍
7.3 暫沖式風(fēng)洞
7.3.1 燃燒加熱風(fēng)洞
7.3.2 電加熱風(fēng)洞
7.3.3 電弧加熱風(fēng)洞
7.4 短時(shí)間運(yùn)行的脈沖式風(fēng)洞
7.4.1 激波風(fēng)洞
7.4.2 自由活塞式激波風(fēng)洞
7.4.3 膨脹管風(fēng)洞
7.5 小結(jié)
參考文獻(xiàn)
第八章 計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)方法和求解高速反應(yīng)流
8.1  引言
8.2 守恒方程和方程捕捉到的流動(dòng)物理現(xiàn)象
8.2.1 流場(chǎng)和本構(gòu)方程
8.2.2 組分與熱量的分子輸運(yùn)
8.3 湍流反應(yīng)流——長(zhǎng)度尺度.
8.4 湍流化學(xué)反應(yīng)流的計(jì)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(yè)：   插圖：   總的來(lái)說(shuō)，經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式和試驗(yàn)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(diǎn)位置，這里曲線斜率要大一些，或在射流下游遠(yuǎn)處（距離大于30倍噴射口直徑），兩者相差1～2倍噴口直徑。 對(duì)改進(jìn)的式（6—20）進(jìn)行測(cè)試，其考慮了來(lái)流馬赫數(shù)的影響。與預(yù)想的一樣，結(jié)果表明穿透深度隨著動(dòng)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(lái)流馬赫數(shù)的增大而增加，僅憑直覺(jué)是無(wú)法得到這樣的結(jié)論的。來(lái)流馬赫數(shù)的增大使弓形激波強(qiáng)度增加，這樣會(huì)使得穿透深度增加。隨著馬赫數(shù)的增大，激波后氣流動(dòng)壓會(huì)增加幾個(gè)百分點(diǎn)，所以實(shí)際射流與主流動(dòng)壓比要比射流與超聲速自由來(lái)流動(dòng)壓比小很多。例如，Ma4的自由來(lái)流通過(guò)一道正激波后動(dòng)壓降低78％。然而直接運(yùn)用正激波關(guān)系式來(lái)預(yù)測(cè)動(dòng)壓比是不夠精確的，因?yàn)楣渭げㄖ挥幸恍〔糠纸咏谡げā?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(kāi)邊界層進(jìn)入主流區(qū)后的穿透深度卻因邊界層較厚而變小。這時(shí)接近于正激波的弓形激波將不復(fù)存在，超聲速來(lái)流與射流互相干擾形成較弱的斜激波。由于射流對(duì)于主流的堵塞作用減弱，其生成的旋渦對(duì)于加強(qiáng)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(lái)流馬赫數(shù)很高時(shí)，弓形激波強(qiáng)度增加，激波后動(dòng)壓大幅降低，所以射流與主流動(dòng)壓比增大使得穿透深度變大，這就解釋了為什么隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增大，邊界層厚度對(duì)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(wèn)題的結(jié)論同樣適用于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中所用的液體燃料。液體燃料在技術(shù)、經(jīng)濟(jì)性以及可操作性等方面較氣體燃料具有明顯的優(yōu)勢(shì)，特別是對(duì)于飛行馬赫數(shù)不超過(guò)8的小型高超聲速飛行器來(lái)說(shuō)，使用液態(tài)碳?xì)淙剂鲜欠浅：线m的，關(guān)于這些具體的優(yōu)點(diǎn)已在本書(shū)第四章進(jìn)行了介紹。液態(tài)碳?xì)淙剂系膿交旌腿紵嵌嗖轿锢硪换瘜W(xué)過(guò)程，這要求摻混過(guò)程快速，因?yàn)楦咚倏諝庠诔紱_壓發(fā)動(dòng)機(jī)中駐留時(shí)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(shí)間用于液體燃料的破碎和蒸發(fā)。此外，如果上述轉(zhuǎn)化過(guò)程伴隨著化學(xué)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(xué)反應(yīng)性，這樣可以減小燃燒室的長(zhǎng)度。

編輯推薦

《超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī):過(guò)程和特性》旨在為從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)生產(chǎn)和管理的相關(guān)人員提供參考，為航空發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)理論研究，關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)和型號(hào)研制工作提供借鑒，為我國(guó)自主研發(fā)具有世界先進(jìn)水平的航空發(fā)動(dòng)機(jī)，振興航空發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)業(yè)提供支持。

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