徐旭
- 作品数：170 被引量：559H指数：13
- 供职机构：北京航空航天大学宇航学院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金国家高技术研究发展计划中国博士后科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学自动化与计算机技术动力工程及工程热物理更多>>
- 喷射方式对煤油超声速燃烧性能影响的数值研究被引量：2
- 2016年
- 为了优化超燃冲压发动机燃料喷注系统,提高燃烧性能和发动机可靠性,基于串联凹腔燃烧室构型,对不同燃料喷射方式下液态煤油超声速燃烧进行了三维数值研究,着重分析了壁喷与环喷两种燃料喷射方式对燃烧室性能的影响,并与试验测得的壁面静压数据进行了对比。研究结果表明,环喷改善了掺混效果,使燃料在流道中分布均匀,使其燃烧效率比壁喷提高了4.36%;两种喷射方式下沿程总压损失基本相当,在出口处总压损失了约50%;在第二排喷点下游,环喷得到的CO2分布范围比壁喷大,且更均匀,体现了其促进燃烧的特性;环喷因燃料动压比较壁喷的小,故其燃料穿透深度比壁喷小。综合来看,建议在相同的燃料当量比下,选择壁喷方式,以简化燃料喷注系统,提高发动机的可靠性。
- 刘刚朱韶华郭新华田亮徐旭
- 关键词：总体性能
- 超燃冲压发动机燃烧室设计计算方法的研究被引量：6
- 2005年
- 为寻找一种适当的计算超燃冲压发动机燃烧室性能的方法并评估现有模型的优劣 ,提出一维化学动力学模型 ,且通过几个算例验证了该模型的可靠性 .为研究设计过程中的性能计算方法的适用性 ,针对一具体的燃烧室 ,采用目前通用的性能计算方法 ,即冲量分析法、一维化学动力学及二维化学动力学方法 ,计算得到燃烧室内各气动参数的分布曲线 ,并得到上述方法在超燃冲压发动机燃烧室设计过程中性能计算适用性的初步结论 .计算结果表明 :一维化学动力学方法与冲量分析法都能够考虑到摩擦、通道面积变化以及燃烧释热的影响因素 ,具有较好的适应性 .对于冲量分析法 ,在考虑燃烧时 ,还需设定放热规律 ;而一维化学动力学方法则可以利用化学反应模型 ,会自动计算释热规律 ,具有更大的独立性 .和前两种模型相对比 ,二维化学动力学方法可以更细致地捕捉到流场中的一些细节 ,但此种模型需要较长的运算时间 .对比这几个模型 ,各具有不同特点 ,在超燃冲压发动机的设计与性能计算过程中 ,需综合考虑上述区别 。
- 王元光徐旭蔡国飙
- 关键词：冲压喷气发动机燃烧室性能分析超声速燃烧
- 单模块超燃冲压发动机一体化流场数值计算被引量：3
- 2004年
- 采用数值计算方法求解了单模块超燃冲压发动机内外流一体化流场 ,得到了流场详细结构和单模块发动机的性能参数 ,并对不同工况下的发动机性能进行了对比研究 ,探讨了发动机在有、无进气道侧压情况下的性能差异 ,分析了其中的原因。计算结果表明 ,研究工作中所发展的数值计算软件可以用于超燃冲压发动机的一体化流场计算 ,正确给出发动机的各项性能。计算结果还显示了发动机设计模型中存在的不足。
- 徐旭蔡国飙
- 关键词：超燃冲压发动机超声速燃烧
- 激波内部结构的数值求解方法
- 2023年
- 激波的内部流动由一组具有渐近边界条件的流体力学方程控制,这类常微分方程的边值问题一般用打靶法将其转化为初值问题迭代求解.然而经过验证计算,打靶法不能有效地求解激波结构,流动参数总是先趋近波后值,随后迅速偏离,直至发散.文章基于相平面中微分方程相轨迹图的拓扑结构对系统的动力学性质进行了定性分析,指出波后点是鞍点,其附近的方向分布导致正向推进计算中任何微小误差都会被放大,使积分曲线偏离解曲线,引起发散.针对该问题,提出一种逆向推进的数值求解策略及相应的初值确定方法,先用L’Hôpital法则和Euler格式在波后点附近确定一合理初值点,然后从该点向上游积分.由于逆向推进的积分曲线总会被方向场导向波前点,随着积分的进行误差会不断降低,计算是无条件收敛的.为进一步验证该方法的有效性,对单原子气体中波前马赫数1.01~100的正激波进行了计算,结果表明,逆向推进法能正确而高效地求解激波内部结构.
- 朱清波周文元杨庆春徐旭
- 关键词：激波结构打靶法相轨迹数值积分NAVIER-STOKES
- 镁-二氧化碳冲压发动机粉末燃料供应特性研究
- 2024年
- 为了研究镁-二氧化碳冲压发动机粉末燃料供应特性,搭建了粉末流量实时监测系统、高背压模拟系统和粉末喷注可视化实验系统,对所供应粉末流量的准确性和稳定性、不同载气流量下供粉状态和粉末喷注特性等供应性能进行了详细分析。结果表明:采用气固两相流壅塞式供应方式,可以确保供应系统在模拟发动机工作过程中的高背压环境下稳定且精确地供应粉末,实测粉末流量与理论最大偏差4.8%;为保证发动机工作稳定性,燃烧试验应在载气压力稳定阶段开展,此过程中供粉流量仅与活塞速度和粉末装填密度有关;在研究的载气流量范围内,载气流量对供粉流量影响不明显,但对粉末喷注特性有显著影响。粉末喷注速度随载气流量增大而线性增加,同时喷注锥角随载气流量增大则先减小后增大。综合粉末掺混、分散和发动机组织燃烧性能等多方面考虑,为提高模型冲压发动机理论燃烧性能,在后期点火试验中载气流量与粉末流量比可以初步设计在0.68附近。
- 王旭王旭徐旭徐旭关铭刘佳迅杨庆春
- 关键词：镁粉
- 发动机和羽流对地球同步卫星底部辐射加热的计算研究
- 2008年
- 地球同步卫星工作过程中法兰底座所受的辐射加热对法兰上的控制开关等零件的安全有重要影响。为此,建立了节点网络法计算发动机和隔热屏对卫星法兰底座及控制开关的辐射加热,比较了发动机、隔热屏和羽流3种辐射源的作用大小,还研究了发动机位置的平移对底部法兰及控制开关辐射加热的影响。研究表明:羽流对法兰和控制开关的辐射热流最小,发动机对法兰和控制开关的辐射热流最大;法兰和控制开关上不同侧面受到的辐射加热很不均匀,面向发动机正面的侧面辐射加热最强,面向发动机头部的侧面辐射最小;发动机向后平移可以显著降低法兰和控制开关上辐射热流的最大值。
- 张小英朱定强徐旭蔡国飙
- 关键词：地球同步卫星法兰开关发动机隔热屏羽流
- 含铝金属化浆体推进剂火箭发动机燃烧性能试验研究被引量：9
- 2018年
- 为研究含铝浆体推进剂的燃烧特性,对浆体推进剂模型火箭发动机开展了一系列试验研究。分别将质量分数为21%的纳米铝粉颗粒以及质量分数为12%的氢化铝复合粒子加入到JP-10燃料中,对比分析了浆体燃料与纯净燃料在燃烧性能方面的差异。燃烧试验的氧燃比为1.6~2.0。试验结果表明:与纯净JP-10燃料相比,加入金属颗粒的JP-10浆体燃料在雾化和燃烧过程中产生了严重的结块聚集效应,导致其燃烧效率与质量比冲明显降低,而由于浆体燃料密度远大于纯净JP-10燃料,含纳米铝颗粒的浆体燃料的密度比冲相比于纯净JP-10燃料有大幅提高,提高幅度为5.5%~14.6%。试验还发现浆体燃料的点火延迟略低于纯净JP-10燃料,金属颗粒的加入对推进剂点火性能有积极的影响。试验中采集了喷管出口的固体燃烧产物并进行了XRD,EDS,SEM,TEM等多种手段分析,发现浆体燃料中铝的氧化率约为64%~74%,颗粒团聚现象明显,主要呈球形,尺寸分布不均,约为500nm^3μm。
- 邵昂朱韶华鄂秀天凤潘伦邹吉军徐旭
- 关键词：燃烧性能火箭发动机
- 基于双流体模型的超声速两相横向喷射流场研究被引量：2
- 2007年
- 对两相超声速横向喷射试验进行了数值模拟.采用双流体两相流模型,在不同直径液滴和不同动压比条件下分别对两相超声速横向喷射流场进行了计算.结果表明:雾化液滴直径和喷射动压比对液体的横向穿透深度影响很大;雾化液滴直径的大小或者动压比的大小对喷口下游流场的影响区域是不同的.数值模拟结果与试验结果符合良好,为进一步的研究打下良好基础.
- 李东霞徐旭蔡国飙
- 关键词：两相流双流体超声速
- 基于遗传算法和空间推进方法的高超声速进气道优化设计研究被引量：13
- 2006年
- 将遗传算法(单目标遗传算法GA和多目标遗传算法NSGA-II、NCGA)与高效、高精度的空间推进方法———SSPNS(Single-Sweep Parabolized Navier-Stokes Algorithm)流场计算方法相结合,对二维高超声速进气道进行了气动优化设计研究。在单目标优化设计中以巡航点(Ma=7.0)的总压恢复最大为设计目标,多目标设计中则在巡航点分别考察了总压恢复最大-压升最大两目标模型、总压恢复最大-压升最大-阻力系数最小三目标模型。优化设计结果表明,单目标设计使得总压恢复有明显提高;多目标优化设计所得的Pareto最优前沿为设计者提供了可靠的设计依据。为了兼顾巡航点和加速爬升段的综合性能,采用多目标优化方法对进气道进行了多点优化设计,并开展了基于等动压弹道的设计点选择问题初步研究。计算结果表明,若将设计点选在Ma=6.5左右,则进气道的综合性能较好。
- 陈兵徐旭蔡国飙
- 关键词：高超声速进气道优化设计遗传算法PARETO最优前沿
- 火箭发动机热力气动计算软件研制被引量：2
- 1995年
- 介绍一个适用于固体和液体火箭发动机热力气动计算自动化软件的功能和技术细节，该软件通用性广，适用性强，使用方便，已在ＰＣ兼容机上开发成功并投入实际使用。
- 徐旭张中钦
- 关键词：火箭发动机热力学计算方法CAD
