超级军网国防军事频道 装备时空 讲了脉冲爆震发动机和超空泡鱼雷 ...
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/27 20:56:09
今天中午看国防军事频道装备时空【主宰机动】，在节目后半段讲了发动机，讲解了超然冲压发动机，然后引出了脉冲爆震发动机，是21世纪最有潜力的新概念发动机，并且详细讲解了脉冲爆震波发动机的原理，讲解的是西北工业大动力与能源学院的严传俊教授，该发动机能在0---25倍音速之间工作，升限可以达到100千米，各国都在开展研制， 原话“1994西北工业大学燃烧与推进实验室学院在国家自然科学基金等机构和国家项目的支持下经过10多年的研究与探索在脉冲爆震发动机的关键技术和原理样机研制方面已取得突破性进展，掌握了实用化的低能量点火技术，低适应进气燃烧与控制技术高效组合喷管等关键技术，成为全球脉冲爆震波技术科技竞赛的重要领跑者之一！”
看来次轨进展喜人啊。。。。。。。。 后面还说了超空泡鱼雷及其工作原理，俄罗斯暴风雪鱼雷航速达到了200节。
今天中午看国防军事频道装备时空【主宰机动】，在节目后半段讲了发动机，讲解了超然冲压发动机，然后引出了脉冲爆震发动机，是21世纪最有潜力的新概念发动机，并且详细讲解了脉冲爆震波发动机的原理，讲解的是西北工业大动力与能源学院的严传俊教授，该发动机能在0---25倍音速之间工作，升限可以达到100千米，各国都在开展研制， 原话“1994西北工业大学燃烧与推进实验室学院在国家自然科学基金等机构和国家项目的支持下经过10多年的研究与探索在脉冲爆震发动机的关键技术和原理样机研制方面已取得突破性进展，掌握了实用化的低能量点火技术，低适应进气燃烧与控制技术高效组合喷管等关键技术，成为全球脉冲爆震波技术科技竞赛的重要领跑者之一！”
看来次轨进展喜人啊。。。。。。。。 后面还说了超空泡鱼雷及其工作原理，俄罗斯暴风雪鱼雷航速达到了200节。
这些东西，不管是谁的，没见实物总感到和电磁炮之类的家伙一样，只听说未看过。
有就行！！！期待
TG越来越洋了
乘波体啊，乘波体！
脉冲爆震发动机和超空泡鱼雷都是乘波体理论的应用吗？差别是一个气体一个液体
超空泡鱼雷的奥妙是用气体包着鱼雷，在液体海水里乘波快跑。
发动机又当如何，莫非用真空(或者比重比较轻的气体)包着飞机，在空气里乘波快跑？
脉冲爆震发动机和超空泡鱼雷都是乘波体理论的应用吗？差别是一个气体一个液体
超空泡鱼雷的奥妙是用气体包着鱼雷，在液体海水里乘波快跑。
发动机又当如何，莫非用真空(或者比重比较轻的气体)包着飞机，在空气里乘波快跑？
希望是吧，毛子的超空泡鱼雷MD表示鸭梨大
脉冲爆震比超然冲压还牛B的东西
前沿啊
土共也研究了这种牛B的东西
gaodaning 发表于 2011-3-24 19:39 
脉冲爆震发动机其实很多国家都在研制，只不过曝光的比较少所以很多人觉得是天顶星科技，在实用化方面中国确实走到了前列。
脉冲爆震发动机其实很多国家都在研制，只不过曝光的比较少所以很多人觉得是天顶星科技，在实用化方面中国确实走到了前列。
我去，这节目的片头清一色的MD装备，看来TG目标十分明确。。
jjabetterman 发表于 2011-3-24 19:58
不能输在起跑线上
不能输在起跑线上
太好了~~~ 没想到超燃冲压还没搞出来，脉冲爆震反而先搞成了~~~~ 
jjabetterman 发表于 2011-3-24 19:02
脉冲爆震发动机喷管性能数值分析
秦亚欣，于军力，高歌
(北京航空航天大学 能源与动力工程学院
航空发动机气动热力科技重点实验室，北京 100191)
摘要：采用详细的化学反应机理，对脉冲爆震发动机的不同结构喷管进行了二维轴对称单循环数值模拟.分析了爆震波在爆震室内的传播过程以及传出后的流场情况，模拟所得的爆震波参数与STANJAN值较为一致.对4种单喷管和4种组合喷管的性能模拟结果表明:扩张喷管可以产生最大的瞬时推力峰值和比冲；带引射的组合喷管产生的平均推力比单喷管产生的平均推力要大.最后对非稳态引射过程进行了分析，为提高脉冲爆震发动机的性能提供参考.
关键词：脉冲爆震发动机；尾喷管；引射；数值计算
中图分类号：V23522文献标识码：A
Computational analysis on the nozzle performance
of pulse detonation engines
QIN Yaxin，YU Junli，GAO Ge
(National Key Laboratory of Science and Technology on AeroEngines，
School of Jet Propulsion，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，
Beijing 100191，China)
Abstract：Two-dimensional axisymmetric numerical simulation was carried out using singlecycle and detailed chemical reaction kinetics of hydrogen/air mixture，so as to investigate different nozzle effect on the performance of pulse detonation engines. The simulated results of detonation wave parameters are close to the value of a chemical equilibrium solver named STANJAN. The results of numerical simulation with four singlenozzles and four combinednozzles indicate that，the largest instantaneous thrust and specific impulse are obtained in divergence nozzle; the average thrust generated by the combinednozzle with ejector is larger than that by the singlenozzle. Furthermore，the mechanism of unsteady ejection was analyzed，offering references to augment the performance of pulse detonation engines.
Key words: pulse detonation engine; nozzle; ejection; numerical simulation
脉冲爆震发动机喷管性能数值分析
秦亚欣，于军力，高歌
(北京航空航天大学 能源与动力工程学院
航空发动机气动热力科技重点实验室，北京 100191)
摘要：采用详细的化学反应机理，对脉冲爆震发动机的不同结构喷管进行了二维轴对称单循环数值模拟.分析了爆震波在爆震室内的传播过程以及传出后的流场情况，模拟所得的爆震波参数与STANJAN值较为一致.对4种单喷管和4种组合喷管的性能模拟结果表明:扩张喷管可以产生最大的瞬时推力峰值和比冲；带引射的组合喷管产生的平均推力比单喷管产生的平均推力要大.最后对非稳态引射过程进行了分析，为提高脉冲爆震发动机的性能提供参考.
关键词：脉冲爆震发动机；尾喷管；引射；数值计算
中图分类号：V23522文献标识码：A
Computational analysis on the nozzle performance
of pulse detonation engines
QIN Yaxin，YU Junli，GAO Ge
(National Key Laboratory of Science and Technology on AeroEngines，
School of Jet Propulsion，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，
Beijing 100191，China)
Abstract：Two-dimensional axisymmetric numerical simulation was carried out using singlecycle and detailed chemical reaction kinetics of hydrogen/air mixture，so as to investigate different nozzle effect on the performance of pulse detonation engines. The simulated results of detonation wave parameters are close to the value of a chemical equilibrium solver named STANJAN. The results of numerical simulation with four singlenozzles and four combinednozzles indicate that，the largest instantaneous thrust and specific impulse are obtained in divergence nozzle; the average thrust generated by the combinednozzle with ejector is larger than that by the singlenozzle. Furthermore，the mechanism of unsteady ejection was analyzed，offering references to augment the performance of pulse detonation engines.
Key words: pulse detonation engine; nozzle; ejection; numerical simulation
gaodaning 发表于 2011-3-24 20:47
高超声速飞行器瞬态热试验
侯玉柱，郑京良，董威
（上海交通大学 机械与动力工程学院，上海 200240）
摘要：为了进行高超声速飞行器热防护系统的初步设计和数值计算的验证，设计开发了高超声速飞行器瞬态气动加热地面试验系统及其控制软件.试验系统能够根据飞行器的飞行轨迹和外形参数加载瞬态热流，实时测出结构表面的热流值和温度，得到飞行器的表面试验热流曲线和温度曲线.试验系统采用真空舱模拟飞行环境，并为此设计了冷却床，在真空环境下能比较真实的模拟热防护系统的下表面热环境，使瞬态热试验的原理更加合理，精度进一步提高.
关键词：高超声速飞行器；气动加热；瞬态试验；金属热防护系统
中图分类号：V416文献标识码：A
Transient test of aerodynamic heating for hypersonic vehicle
HOU Yuzhu，ZHENG Jingliang，DONG Wei
(School of Mechanical Engineering，
Shanghai Jiaotong University，Shanghai 200240，China)
Abstract：To design a thermal protection system of the hypersonic vehicle and verify the numerical computations，an aerodynamic heating transient test system together with its control software was designed and developed. The test system can measure the realtime heat flux and temperature on the surface，directly produce heat flow and temperature curve，according to hypersonic vehicle’s trajectory. To simulate the heat transfer conditions at different altitudes and understand the effecting of the pressure，the test system used a vacuum chamber. To ensure that the conditions of the lower side of the thermal protection system could be simulated in a vacuum environment，a cooling bed was used，making the transient test method more reasonable and accurate.
Key words: hypersonic vehicle；aerodynamic heating；transient test；
metallic thermal protection system
高超声速飞行器瞬态热试验
侯玉柱，郑京良，董威
（上海交通大学 机械与动力工程学院，上海 200240）
摘要：为了进行高超声速飞行器热防护系统的初步设计和数值计算的验证，设计开发了高超声速飞行器瞬态气动加热地面试验系统及其控制软件.试验系统能够根据飞行器的飞行轨迹和外形参数加载瞬态热流，实时测出结构表面的热流值和温度，得到飞行器的表面试验热流曲线和温度曲线.试验系统采用真空舱模拟飞行环境，并为此设计了冷却床，在真空环境下能比较真实的模拟热防护系统的下表面热环境，使瞬态热试验的原理更加合理，精度进一步提高.
关键词：高超声速飞行器；气动加热；瞬态试验；金属热防护系统
中图分类号：V416文献标识码：A
Transient test of aerodynamic heating for hypersonic vehicle
HOU Yuzhu，ZHENG Jingliang，DONG Wei
(School of Mechanical Engineering，
Shanghai Jiaotong University，Shanghai 200240，China)
Abstract：To design a thermal protection system of the hypersonic vehicle and verify the numerical computations，an aerodynamic heating transient test system together with its control software was designed and developed. The test system can measure the realtime heat flux and temperature on the surface，directly produce heat flow and temperature curve，according to hypersonic vehicle’s trajectory. To simulate the heat transfer conditions at different altitudes and understand the effecting of the pressure，the test system used a vacuum chamber. To ensure that the conditions of the lower side of the thermal protection system could be simulated in a vacuum environment，a cooling bed was used，making the transient test method more reasonable and accurate.
Key words: hypersonic vehicle；aerodynamic heating；transient test；
metallic thermal protection system
jjabetterman 发表于 2011-3-24 19:14
空天飞行器乘波设计的概念研究
刘燕斌，姚克明,陆宇平
（南京航空航天大学 航天学院,南京 210016）
摘要：基于高超声速空气动力学和反馈控制的有关理论，结合反演设计思想，对空天飞行器乘波设计方法进行概念研究，研究包括乘波体的外形设计、表体激波作用力的估算、复杂飞行器模型的构建及恒动压定加速爬升的控制.仿真研究表明，所提出的方法适合于乘波体的设计，并能确保飞行器安全地完成预定任务.
关键词：空天飞行器；高超声速飞行；乘波体；反演设计；反馈控制
中图分类号：V2719文献标识码：A
Conceptual research on waverider design for aerospace vehicle
LIU Yanbin，YAO Keming, LU Yuping
(College of Astronautics,
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China)
Abstract：Based on the theories of hypersonic aerodynamics and feedback control,and in combination with inversion design ideas,a conceptual research on the design method of aerospace vehicle was conducted,including the design of waverider shape,the estimation of surface shock force,the construction of complicated vehicle model and the control of climb with constant dynamics and acceleration.The simulation results show that the method introduced is feasible to waverider design,and can ensure that the vehicle accomplish the scheduled tasks.
Key words: aerospace vehicle;hypersonic flight;waverider;inversion design;
feedback control
空天飞行器乘波设计的概念研究
刘燕斌，姚克明,陆宇平
（南京航空航天大学 航天学院,南京 210016）
摘要：基于高超声速空气动力学和反馈控制的有关理论，结合反演设计思想，对空天飞行器乘波设计方法进行概念研究，研究包括乘波体的外形设计、表体激波作用力的估算、复杂飞行器模型的构建及恒动压定加速爬升的控制.仿真研究表明，所提出的方法适合于乘波体的设计，并能确保飞行器安全地完成预定任务.
关键词：空天飞行器；高超声速飞行；乘波体；反演设计；反馈控制
中图分类号：V2719文献标识码：A
Conceptual research on waverider design for aerospace vehicle
LIU Yanbin，YAO Keming, LU Yuping
(College of Astronautics,
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China)
Abstract：Based on the theories of hypersonic aerodynamics and feedback control,and in combination with inversion design ideas,a conceptual research on the design method of aerospace vehicle was conducted,including the design of waverider shape,the estimation of surface shock force,the construction of complicated vehicle model and the control of climb with constant dynamics and acceleration.The simulation results show that the method introduced is feasible to waverider design,and can ensure that the vehicle accomplish the scheduled tasks.
Key words: aerospace vehicle;hypersonic flight;waverider;inversion design;
feedback control
jjabetterman 发表于 2011-3-24 19:02
脉冲爆震发动机无阀工作对供给系统影响研究
邱华，严传俊，熊姹
（西北工业大学 动力与能源学院, 西安 710072）
摘要：通过测量无阀脉冲爆震发动机非定常工作对供气供油系统影响的压力数据，对建立的燃油和空气管路数值仿真模型进行了验证，基于建立的模型研究了供给系统的流量特性.研究结果表明，供油供气系统受同一爆震管头部压力作用带来的影响是不同的，这进一步导致供给系统气动开启初始充填的非定常特性，对于给定的供给系统，这种非定常特性的持续时间是固定的，当发动机工作频率增大时，其占单个周期的比重越来越大，最终导致脉冲爆震发动机的不稳定工作.
关键词：无阀脉冲爆震发动机；供给系统；试验研究；数值仿真；匹配特性
中图分类号：V231.22文献标识码：A
Research on the effects of valveless operations of pulse
detonation engine on supply system
QIU Hua，YAN Chuanjun，XIONG Cha
(School of Power and Energy,
Northwestern Polytechnical University, Xian 710072,China)
Abstract：Experimental research on the effects of valveless pulse detonation engine on supply system was conducted. The pressures at different positions of pipe were measured, and also used to verify the numerical simulation models of fuel pipe and air pipe. Based on the numerical model, flow characteristics of the supply system were investigated. This showed that the influences of the same head pressure on the air and fuel supplies were different. And it caused unsteady filling when the supply system was opened because of differential pressure. The unsteady filling time was fixed and determined by the given supply system. When the working frequency of the engine became larger, the ratio of this time to one cycle time increased, that is to say, more influences of unsteady feeding were imposed on the operation characteristics of the engine. Therefore, the distribution of fuel concentration was more nonuniform and the working state of pulse detonation engine was instable.
Key words: valveless pulse detonation engine; supply system; experimental research; numerical simulation; matching characteristic
脉冲爆震发动机无阀工作对供给系统影响研究
邱华，严传俊，熊姹
（西北工业大学 动力与能源学院, 西安 710072）
摘要：通过测量无阀脉冲爆震发动机非定常工作对供气供油系统影响的压力数据，对建立的燃油和空气管路数值仿真模型进行了验证，基于建立的模型研究了供给系统的流量特性.研究结果表明，供油供气系统受同一爆震管头部压力作用带来的影响是不同的，这进一步导致供给系统气动开启初始充填的非定常特性，对于给定的供给系统，这种非定常特性的持续时间是固定的，当发动机工作频率增大时，其占单个周期的比重越来越大，最终导致脉冲爆震发动机的不稳定工作.
关键词：无阀脉冲爆震发动机；供给系统；试验研究；数值仿真；匹配特性
中图分类号：V231.22文献标识码：A
Research on the effects of valveless operations of pulse
detonation engine on supply system
QIU Hua，YAN Chuanjun，XIONG Cha
(School of Power and Energy,
Northwestern Polytechnical University, Xian 710072,China)
Abstract：Experimental research on the effects of valveless pulse detonation engine on supply system was conducted. The pressures at different positions of pipe were measured, and also used to verify the numerical simulation models of fuel pipe and air pipe. Based on the numerical model, flow characteristics of the supply system were investigated. This showed that the influences of the same head pressure on the air and fuel supplies were different. And it caused unsteady filling when the supply system was opened because of differential pressure. The unsteady filling time was fixed and determined by the given supply system. When the working frequency of the engine became larger, the ratio of this time to one cycle time increased, that is to say, more influences of unsteady feeding were imposed on the operation characteristics of the engine. Therefore, the distribution of fuel concentration was more nonuniform and the working state of pulse detonation engine was instable.
Key words: valveless pulse detonation engine; supply system; experimental research; numerical simulation; matching characteristic
mnq 发表于 2011-3-24 20:58
类航天飞机前身结构与高超声速流场的
耦合传热模拟分析
李鹏飞，吴颂平
（北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京 100191）
摘要：开展了高超声速流场与结构温度场的耦合数值计算.流场部分求解了三维非定常全NavierStokes(NS)方程，空间差分采用HartenYee的TVD(总变差衰减)格式，时间离散采用双时间步推进.固体结构传热部分求解了三维非稳态的热传导方程.通过流固交界面，流体从固体部分得到温度边界条件，固体从流体部分得到热流边界条件，从而实现流场和固体温度场的紧耦合计算.用绕无限长圆柱的气动加热计算验证了该算法的有效性，并对类航天飞机前身结构在气动加热过程中的温度变化做了比较详细的分析.计算结果表明，固体结构在遭遇到气动加热后的一段时间内，壁面温升对壁面热流的影响是很大的，由于一体化计算能很好的综合考虑热壁的影响，因此，开展一体化计算是很有必要的.
关键词：紧耦合；高超声速；气动加热；固体传热；航天飞机前身
中图分类号：V2113文献标识码：A
Numerical simulation of fluidsolidthermal interaction in
hypersonic flows
LI Pengfei,WU Songping
(School of Aeronautic Science and Engineering,
Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191,China)
Abstract：The unsteady fully NavierStokes(NS) equations were solved by HartenYees TVD (total variation diminishing) and dual time march for the flow field. The 3D unsteady heat conduction equation was solved for the structure. The coupling was processed as follows: the flow field acquired temperatures boundary condition from the structure and the temperature field of the structure acquired heat fluxs boundary condition from flow at the fluidsolid interface. The method proposed here was validated by aerodynamically infinite column. The transformation of head of space shuttles temperature was analyzed in detail during pneumatic heating process. The results show that the increase of wall temperature strongly affects heat flux. Therefore, solidfluid coupled iteration is very necessary in the simulation since the influence of the increase of wall temperature can be considered.
Key words: fully coupling; hypersonic; pneumatic heat; structural heat transfer;
head of space shuttle
另外，超燃已经搞出来了
类航天飞机前身结构与高超声速流场的
耦合传热模拟分析
李鹏飞，吴颂平
（北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京 100191）
摘要：开展了高超声速流场与结构温度场的耦合数值计算.流场部分求解了三维非定常全NavierStokes(NS)方程，空间差分采用HartenYee的TVD(总变差衰减)格式，时间离散采用双时间步推进.固体结构传热部分求解了三维非稳态的热传导方程.通过流固交界面，流体从固体部分得到温度边界条件，固体从流体部分得到热流边界条件，从而实现流场和固体温度场的紧耦合计算.用绕无限长圆柱的气动加热计算验证了该算法的有效性，并对类航天飞机前身结构在气动加热过程中的温度变化做了比较详细的分析.计算结果表明，固体结构在遭遇到气动加热后的一段时间内，壁面温升对壁面热流的影响是很大的，由于一体化计算能很好的综合考虑热壁的影响，因此，开展一体化计算是很有必要的.
关键词：紧耦合；高超声速；气动加热；固体传热；航天飞机前身
中图分类号：V2113文献标识码：A
Numerical simulation of fluidsolidthermal interaction in
hypersonic flows
LI Pengfei,WU Songping
(School of Aeronautic Science and Engineering,
Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191,China)
Abstract：The unsteady fully NavierStokes(NS) equations were solved by HartenYees TVD (total variation diminishing) and dual time march for the flow field. The 3D unsteady heat conduction equation was solved for the structure. The coupling was processed as follows: the flow field acquired temperatures boundary condition from the structure and the temperature field of the structure acquired heat fluxs boundary condition from flow at the fluidsolid interface. The method proposed here was validated by aerodynamically infinite column. The transformation of head of space shuttles temperature was analyzed in detail during pneumatic heating process. The results show that the increase of wall temperature strongly affects heat flux. Therefore, solidfluid coupled iteration is very necessary in the simulation since the influence of the increase of wall temperature can be considered.
Key words: fully coupling; hypersonic; pneumatic heat; structural heat transfer;
head of space shuttle
另外，超燃已经搞出来了
空天一体作战飞行器、微型飞行器动力技术研究。
11. 航机陆用、发动机和其他相关民用技术、能源开发的研究。
12. 学会工作、期刊管理和人才培训的研究与总结。
二、征文要求
1. 已在全国性刊物或学术会议上发表过的文章一般不再征集。
2. 专题性文章一般不超过6000字（包括摘要、图表和参考文献），综述性文章一般不超过8000字。
3. 要求文章重点突出、观点明确、文字简练、数据准确，文章格式、单位和符号符合出版要求。
4. 作者文责自负，涉及保密部分，自行作解密处理，并提交保密审查证明。
5. 要求电子投稿，一般只接收电子邮件和光盘，如有困难可寄一份纸质论文。论文要求Word图文通栏混排，均需注明作者姓名、单位、职务或职称、邮编、详细通信地址、电子邮件地址和保证确能联系到作者本人的电话。
6. 一律不收版面费。
三、会议期间将召开动力分会、动力学报编委会的工作会议。要求动力分会委员、动力学报编委、各专业委员会委员参加会议并积极撰稿。
四、第七届动力年会由贵州黎阳航空发动机公司承办。
五、截稿日期与寄交地址
1. 征文截止日期为2010年6月30日
2. 寄交地址
通信地址：贵州平坝207信箱科技委、科协办公室
邮政编码：561102
联 系 人：彭瑛、于芳 13658538808、13049502129
联系电话：（0853）4692293、4692291
电子邮件：kexie@lyaec.com
11. 航机陆用、发动机和其他相关民用技术、能源开发的研究。
12. 学会工作、期刊管理和人才培训的研究与总结。
二、征文要求
1. 已在全国性刊物或学术会议上发表过的文章一般不再征集。
2. 专题性文章一般不超过6000字（包括摘要、图表和参考文献），综述性文章一般不超过8000字。
3. 要求文章重点突出、观点明确、文字简练、数据准确，文章格式、单位和符号符合出版要求。
4. 作者文责自负，涉及保密部分，自行作解密处理，并提交保密审查证明。
5. 要求电子投稿，一般只接收电子邮件和光盘，如有困难可寄一份纸质论文。论文要求Word图文通栏混排，均需注明作者姓名、单位、职务或职称、邮编、详细通信地址、电子邮件地址和保证确能联系到作者本人的电话。
6. 一律不收版面费。
三、会议期间将召开动力分会、动力学报编委会的工作会议。要求动力分会委员、动力学报编委、各专业委员会委员参加会议并积极撰稿。
四、第七届动力年会由贵州黎阳航空发动机公司承办。
五、截稿日期与寄交地址
1. 征文截止日期为2010年6月30日
2. 寄交地址
通信地址：贵州平坝207信箱科技委、科协办公室
邮政编码：561102
联 系 人：彭瑛、于芳 13658538808、13049502129
联系电话：（0853）4692293、4692291
电子邮件：kexie@lyaec.com
上面两个联系人彭瑛、于芳貌似都是铝滴，哪位兄弟把妹功夫高去把来。。。。。。{:jian:}
感谢楼主分享！
TG也有搞 忘记哪里搞的了
貌似哈工大？
貌似哈工大？