劉興洲院士文集

內(nèi)容概要

《劉興洲院士文集》介紹了劉興洲同志學(xué)問(wèn)精深、品格高尚，平易近人，他就像一本打開(kāi)的書(shū)，毫無(wú)保留地傳授專業(yè)技術(shù)。1975年主持翻譯了俄文版的《沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)原理》，1984～2004年擔(dān)任《推進(jìn)技術(shù)》期刊的編委會(huì)主任，在他的扶持下，《推進(jìn)技術(shù)》從辦刊初期的情報(bào)類內(nèi)部資料，成長(zhǎng)為在國(guó)內(nèi)外有影響力的優(yōu)秀科技期刊。1990年參與編寫(xiě)了《飛航導(dǎo)彈動(dòng)力裝置試驗(yàn)設(shè)備》，1992年主編了《戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈動(dòng)力裝置》，該著作已成為我國(guó)飛航導(dǎo)彈動(dòng)力裝置領(lǐng)域的經(jīng)典著作之一。長(zhǎng)期以來(lái)，為我國(guó)推進(jìn)動(dòng)力領(lǐng)域培養(yǎng)出了大量科技人才，如今他們都在各自的工作崗位上發(fā)揮重要作用。

作者簡(jiǎn)介

劉興洲，1933年3月17日出生，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)專家，1951～1952年在清華大學(xué)航空學(xué)院發(fā)動(dòng)機(jī)系學(xué)習(xí)；l956年畢業(yè)于北京航空學(xué)院發(fā)動(dòng)機(jī)系；1957年至今在中國(guó)航天科工集團(tuán)公司第三研究院三十一所工作。1961～1965年在蘇聯(lián)茹科夫斯基空軍工程學(xué)院學(xué)習(xí)，獲副博士學(xué)位，1995年當(dāng)選中國(guó)工程院院士?，F(xiàn)任中國(guó)航天科工集團(tuán)公司科技委顧問(wèn)、總裝備部科技委兼職委員、中國(guó)國(guó)際文化交流中心名譽(yù)理事。長(zhǎng)期從事超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研制工作，是我國(guó)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的開(kāi)拓者之一。組織建立了國(guó)內(nèi)首個(gè)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)，填補(bǔ)了國(guó)內(nèi)空白。在CF—06發(fā)動(dòng)機(jī)研制中，解決了低溫起動(dòng)、提高燃燒效率、火焰穩(wěn)定器燒蝕等關(guān)鍵技術(shù)難題。在CF—03D發(fā)動(dòng)機(jī)研制中，解決了發(fā)動(dòng)機(jī)快速起動(dòng)等問(wèn)題。主持研制成功兩種型號(hào)的低空超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)，并獲得國(guó)家科技進(jìn)步獎(jiǎng)一等獎(jiǎng)，使中國(guó)成為世界上少數(shù)擁有沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的國(guó)家，以沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的低空超聲速飛航導(dǎo)彈獲得了飛行試驗(yàn)的成功。在擔(dān)任兩屆國(guó)家“863”計(jì)劃航天技術(shù)領(lǐng)域?qū)＜椅瘑T會(huì)委員期間，在廣泛調(diào)研和嚴(yán)格論證的基礎(chǔ)上，和專家組一起提出了以載人飛船起步，以空天飛機(jī)為發(fā)展方向，模塊式地發(fā)展我國(guó)大型運(yùn)載火箭和天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的建議。在他的帶領(lǐng)下，三十一所率先在20世紀(jì)80年代開(kāi)展了高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的探索研究工作。根據(jù)我國(guó)的實(shí)際情況還提出了航天器研制要從小到大，從無(wú)人到有人，從超聲速到高超聲速，直到空天飛機(jī)，逐步實(shí)現(xiàn)先進(jìn)的、可重復(fù)使用的天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的“三步走”研制建議。由他倡議形成的“研制高超聲速發(fā)動(dòng)機(jī)及高超聲速飛行器”專家建議書(shū)，現(xiàn)已進(jìn)入了實(shí)施階段。擔(dān)任北京奧運(yùn)火炬燃燒系統(tǒng)總設(shè)計(jì)師，帶領(lǐng)年輕團(tuán)隊(duì)開(kāi)拓創(chuàng)新，確保奧運(yùn)火炬存珠穆朗瑪峰順利點(diǎn)燃和傳遞。

書(shū)籍目錄

寫(xiě)給錢(qián)學(xué)森副部長(zhǎng)的信及錢(qián)學(xué)森的回信
超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)的試驗(yàn)研究
沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)
沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的起飛
小渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)赴美技貿(mào)考察報(bào)告
燃燒室內(nèi)不良流線掛火問(wèn)題的分析
赴西德考察桑格爾計(jì)劃匯報(bào)
航天和導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)的新進(jìn)展
天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)發(fā)展途徑的探討
沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展
在超聲速流中的自點(diǎn)火燃燒實(shí)驗(yàn)研究
雙管頭部進(jìn)氣旋流 突擴(kuò)燃燒室冷態(tài)流場(chǎng)研究
空天飛機(jī)吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)
第九屆國(guó)際吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)會(huì)議情況報(bào)告
第17屆國(guó)際空問(wèn)技術(shù)和科學(xué)會(huì)議情況報(bào)告
旋流突擴(kuò)燃燒室中回流區(qū)的嵌套結(jié)構(gòu)
低空超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)CF一03D的設(shè)計(jì)研究
超聲速燃燒實(shí)驗(yàn)研究(I)
關(guān)于CS一01高空試車臺(tái)測(cè)試系統(tǒng)初步改造問(wèn)題的匯報(bào)
超聲速燃燒實(shí)驗(yàn)研究(Ⅱ)
俄羅斯高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)研制狀況
空天飛機(jī)和高超聲速技術(shù)的發(fā)展
側(cè)面突擴(kuò)燃燒室冷態(tài)流場(chǎng)可視化研究
某導(dǎo)彈地面全彈試車中的問(wèn)題回顧與聯(lián)想
Ramjet Development in China
吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的新進(jìn)展
……

章節(jié)摘錄

版權(quán)頁(yè)：   插圖：   超燃沖壓的研制需要解決一系列復(fù)雜的問(wèn)題：發(fā)動(dòng)機(jī)與飛行器一體化的優(yōu)化設(shè)計(jì)，超聲氣流中燃燒的高效率，高焓氣流中的熱防護(hù)與冷卻，先進(jìn)的材料與工藝，擴(kuò)大飛行Ma的范圍等。 （2）超燃沖壓工作過(guò)程的計(jì)算分析 由于試驗(yàn)設(shè)備的限制，高M(jìn)a高焓流測(cè)試的困難，超燃沖壓的計(jì)算分析成了十分重要的手段，在計(jì)算流體力學(xué)（CFD）的發(fā)展過(guò)程中，這是一種很強(qiáng)的促進(jìn)因素。 對(duì)于模塊式超燃沖壓需計(jì)算二維或三維的管流流場(chǎng)，它包括飛行器前體、進(jìn)氣道唇部、燃燒室、噴管及飛行器后體。數(shù)學(xué)模型包括：歐拉方程，附面層方程，N—S方程和拋物線化的N—S方程。物理化學(xué)過(guò)程采用了平衡流空氣，氫燃燒模型，氫—空氣反應(yīng)動(dòng)力學(xué)。紊流流動(dòng)采用了單方程或雙方程差分紊流模型。 計(jì)算機(jī)程序中還考慮了三維效應(yīng)，并包括了對(duì)超然沖壓部件（如噴管—后機(jī)體）進(jìn)行優(yōu)化分析的可能性。對(duì)于二維或軸對(duì)稱方案，存在著統(tǒng)一的、“從頭至尾”的流場(chǎng)模型。該程序可用來(lái)探索高超聲速飛行器的推進(jìn)系統(tǒng)。 例如，在Ma=8時(shí)，進(jìn)行氦與空氣摻混的二維和三維進(jìn)氣道流場(chǎng)計(jì)算，可以得出不同距離的各截面上的等Ma分布和等濃度分布。 借助于三維效應(yīng)可以研究如何增強(qiáng)超燃沖壓燃燒室內(nèi)的摻混。計(jì)算表明：從橢圓或矩形噴孔噴射出的氫射流比軸對(duì)稱圓射流能更好地與氣流摻混。這是由于三維噴孔出口平面的下游出現(xiàn)了很強(qiáng)的次流，而該次流含有漩渦縱向分量的漩渦結(jié)構(gòu)。三維效應(yīng)可以用不同截面上氫質(zhì)量分?jǐn)?shù)的等值線清楚地表示出來(lái)。在矩形管道中，三維氫射流與空氣流的紊流摻混和燃燒可以用拋物線化的N—S方程進(jìn)行求解。CIAM的高爾切納夫?qū)ｉT(mén)從事這方面的研究工作。 在高焓流條件下，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)冷卻是個(gè)大問(wèn)題。計(jì)算表明：最大熱流發(fā)生在沖波相互作用區(qū)和附面層分離區(qū)內(nèi)。在外伸燃料噴射管面上，根據(jù)層流、紊流條件可分別解得熱流分布，但由于不能預(yù)估層流向紊流過(guò)渡的確切位置，因而不得不采用對(duì)付更高熱流的冷卻措施。由此可見(jiàn)，對(duì)超燃沖壓燃燒室部件熱輸運(yùn)過(guò)程計(jì)算，并進(jìn)行充分的試驗(yàn)研究是極其必要的。 （3）超燃沖壓模型發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn) 在CIAM的試驗(yàn)設(shè)備上，曾經(jīng)對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型進(jìn)行過(guò)直聯(lián)式試驗(yàn)、自由射流試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)。三種試驗(yàn)的Ma—H范圍有所不同。實(shí)際上飛行試驗(yàn)與試車臺(tái)試驗(yàn)的工作狀態(tài)是相同的，這樣，可以在接近典型條件的、相同飛行動(dòng)壓模擬值條件下比較試驗(yàn)結(jié)果。

編輯推薦

《劉興洲院士文集》反映了劉興洲院士的科學(xué)精神和對(duì)“航天報(bào)國(guó)”理想的實(shí)踐。

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