杨占宇
- 作品数：5 被引量：6H指数：2
- 供职机构：北京航空航天大学能源与动力工程学院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术机械工程更多>>
- 马赫数2.5超/亚声流流向涡掺混超燃室冷态实验被引量：3
- 2007年
- 结合对应的数值计算,对一种带亚声速预燃室和流向涡掺混器的超声速燃烧模型燃烧室实验台,在其进口马赫数为2.5的来流条件下,进行了冷态流场的实验研究.实验测得其壁面静压分布和激波系结构与流场的CFD计算结果基本一致.实验结果表明,模型燃烧室全流场超声速,达到设计状态.马赫数2.5下的冷态实验数据和CFD计算数据为进行点火实验提供了依据.
- 介克杨占宇赵吕顺刘建王洪铭黄勇单鹏
- 关键词：航天推进系统超声速燃烧
- 马赫数2.5超燃室中超/亚声流流向涡掺混冷态流场数值研究被引量：1
- 2009年
- 结合实验,对一种带亚声速预燃室和流向涡掺混器的超声速燃烧模型燃烧室,在其进口马赫数为2.5的来流条件下,进行了冷态流场的数值研究。计算与实验得到的燃烧室沿程压力分布相当一致,计算与实验得到的激波结构也基本吻合。计算结果表明:首先,在马赫数2.5的来流条件下,亚燃预燃室易于达到启动状态;其次,流向涡掺混器增强超/亚声速流之间的掺混的效果明显,但其掺混深度尚有限;最后,流向涡掺混的超燃室掺混段有着复杂的激波膨胀波波系,波涡干涉和激波附面层干涉结构。
- 赵吕顺单鹏介克杨占宇王洪铭
- 关键词：超声速燃烧预燃室
- 彩色纹影仪设计新方法被引量：2
- 2012年
- 使用普通的白色光源,利用平凸透镜的色差和分光原理,通过刀口分光,对实验中常用的普通纹影仪进行了结构改进设计,使之成为彩色纹影仪系统,并采用增大透镜焦距的措施,提高了纹影仪的测量精度。经应用于检测Ma1.2的超声速流场的激波/膨胀波系的气动实验和Ma2.5的超声速燃烧实验中冷态流场的激波系测量,均获得了较好的彩色纹影图像。
- 杨占宇单鹏张晶辉
- 关键词：超声速流动激波膨胀波
- 双燃烧室冲压发动机亚燃室设计与实验研究
- 2013年
- 在来流马赫数2.5,总温为285K的条件下,对于带亚燃预燃和流向涡掺混的超声速双燃烧室的亚燃室,进行了计算流体力学正问题设计研究以及实验验证研究。结果表明,亚燃室通过采用内压式三波系进气道、前部集中式主燃孔的火焰筒、增大了的亚燃室体积和火炬流喷口截面积、增设的V型火焰稳定器,使亚燃室内流场组织合理,解决了进气道的热态失速问题,得到了稳定的亚燃室燃烧和达到设计状态的火炬流喷射。
- 杨占宇单鹏郭德三赵吕顺介克刘建
- 关键词：超声速流动超声速燃烧预燃室
- 预燃/流向涡掺混超声速燃烧室的稳焰火炬实验研究被引量：1
- 2012年
- 为研究飞行马赫数Maflight=4～7的双燃室碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室的原理和工程参数,进行了直连双燃室超声速冷主流和亚燃室稳焰火炬热流的掺混实验和燃烧实验。将进气道输出的超声速气流的10%流量经亚燃进气道导入亚声速预燃室,先低速地与雾化预燃油掺混并建立稳定的预燃。该预燃气流与二次喷入的主燃油掺混而形成富含吸热分解油气的高温射流,再经一组波瓣掺混器与超声速主流在下游流向涡中深入掺混/燃烧,扩大燃区厚度而趋于深入超声流层,以期实现稳定超燃。在总温约为285K、总压为1.5×106 Pa和1.0×1.06 Pa,燃烧室进口马赫数Mainlet=2.5的来流下,对3种不同结构参数的预燃室和一种超燃室,进行了冷态流场和预燃/主燃的喷油/燃烧实验。实验与计算结果表明,冷/热态实验中整个超燃室保持了超声速流动,尽管斜激波系存在一些变化。利用存在的4种旋涡掺混现象,增强超/亚声速流之间的掺混。当采用三波系进气道和较小容积热强度的大体积预燃室和流向涡掺混器,可以形成稳定的高温富油火炬,成为超燃室稳定点火源。在超燃室下层流层的原无预热冷态来流的亚声速和低超声速区域中出现火焰,且其并不破坏超燃室上层的高超声速未燃流动。
- 杨占宇单鹏赵吕顺介克郭德三刘建黄勇
- 关键词：超声速流动超声速燃烧预燃室
