用于高超声速推进的MHD-Arc-Ramjet联合循环

 为了提高冲压发动机在更高速度区内的性能，扩展发动机的运行速度范围，需要在并行于发动机的燃烧室处附加一套能量旁路系统。从能量旁路系统技术实现的角度，分析AJAX(俄罗斯学者提出的一种带有能量旁路的冲压发动机)中能量注入方式的缺点，改用电弧式能量注入方式，形成一种新型的高超声速推进系统——磁流体-电弧-冲压发动机（MHD-Arc-Ramjet）联合循环。热力分析表明：MHD-Arc-Ramjet联合循环的单位推力与AJAX是相当的；由于前者可以在更高的温度下进行能量注入，其在单位推力方面是具有优势的。最后对MHD-Arc-Ramjet联合循环的研究工作做了展望。     

MHD-Arc-Scramjet联合循环发动机的性能分析

以MHD-Arc-Scramjet联合循环发动机为对象开展性能分析,探讨了能量旁路系统对发动机性能的影响,给出了MHD-Arc-Scramjet联合循环发动机相对于传统冲压发动机的单位推力差异。结果表明:电子束电离消耗的能量,能量旁路比例,电弧注入过程的最高温度以及进气道的压缩程度是能量旁路系统中影响发动机单位推力的主要因素;在这些参数的取值范围内合理取值,并兼顾材料和技术实现等约束,性能分析表明:在来流速度2 800~4 000 m/s范围内MHD-Arc-Scramjet联合循环发动机相对传统冲压发动机具有明显的单位推力优势。     

阳极结构对电弧加热发动机性能和稳定性的影响

为了解决电弧加热发动机在低功率和低流量下工作稳定性差导致性能下降的问题,以氮气为推进剂,比较了两种阳极结构对发动机性能的影响,采用原有阳极结构,在低功率时推力比冲性能较差,在低流量时效率较低;而在收缩段采用绝缘体代替原有钨阳极的新结构后,可使发动机的推力、比冲和热效率等性能和稳定性均有明显提高,说明通过阳极结构的改进可以人为控制弧点位置,对于低功率电弧发动机性能具有较大的影响。     

脉冲爆震外涵加力分排涡扇发动机性能分析

为了研究外涵带脉冲爆震燃烧室分排涡扇发动机的性能,基于部件法建立了外涵装有脉冲爆震燃烧室（PDC）的分排涡 扇发动机性能模型,分析了PDC工作参数、外涵循环参数和飞行工况对整机性能的影响。结果表明：PDC频率提高,PDC增压比和 加力温度提高,发动机单位推力增大,耗油率升高;PDC当量比增大,PDC增压比和加力温度先提高后降低,发动机单位推力先增 大后减小,耗油率一直升高;脉冲爆震外涵加力由于只利用外涵部分气流组织燃烧,耗油率远低于传统加力的,当PDC频率超过 41 Hz时,脉冲爆震外涵加力发动机的单位推力大于传统加力涡扇发动机的;涵道比增大,参与爆震燃烧气流增多,发动机单位推 力增大,耗油率升高。风扇压比提高,发动机单位推力先增大后减小,耗油率一直降低;在飞行高度一定时,飞行马赫数提高,发动 机单位推力减小,耗油率升高;在飞行马赫数一定时,飞行高度增加,发动机单位推力先增大后略微减小,耗油率先降低后略微升 高;在不同飞行工况下,脉冲爆震外涵加力发动机的耗油率远低于传统加力涡扇发动机的。     

化学平衡对燃气涡轮发动机循环性能影响

本文把化学平衡方法引入发动机循环性能计算中,探讨和揭示了化学平衡对发动机中高温部件的影响机理,并以某发动机为例,定量分析了化学平衡对发动机推力和耗油性能的影响。计算表明,化学平衡效应使发动机油耗上升,推力增加。     

三外涵变循环发动机推力性能优化计算及分析

提出了一种基于商用软件Isight的三外涵变循环发动机稳态性能优化方法,构建了优化设计平台,扩展了稳态性能计算程序的参数研究及优化功能。利用所建立的优化设计平台,开展了典型状态点的优化计算,并与传统设计方法进行了对比;以最大状态推力最优为目标,分析了不同工况、不同工作模式的发动机稳态性能。研究结果表明:基于Isight的优化平台能够显著提高三外涵变循环发动机稳态性能优化的精度和效率,快速获得发动机最优性能;当以最大状态推力最优为目标时,随着进气温度的增加,推力最优的工作模式依次为单外涵+第三外涵模式、单外涵模式、三外涵模式和双外涵模式。      

带有闭式布雷顿循环的预冷发动机特性研究

为获取带有闭式布雷顿循环的预冷发动机的飞行包线及性能,同时为提高发动机工程实现可行性,本文基于带有闭式布雷顿循环的预冷发动机基础循环及现有部件技术水平,构建了一种适度预冷发动机方案。对该方案下发动机沿着SABRE3飞行轨迹下的性能和部件匹配规律进行了分析。然后通过对发动机的高度、速度、调节特性进行研究,得到了该方案下发动机的飞行包线及整个包线内的性能。计算结果表明,本文所提出的适度预冷方案与SABRE3方案相比,核心机的比冲基本相当,但单位推力有所降低,工程可实现性提高;通过分别控制氦循环最低、最高温度为目标值,可保证发动机各部件在马赫数0~5的整个飞行过程中均处于稳定工作区间内,发动机比冲在1359 s~2099 s之间,地面点单位推力最大,达到1.9 kN/(kg/s);特性研究发现发动机推力与比冲在高度0~15 km、马赫数1~3之间最高,而单位推力最高的区域主要集中在包线的左侧低马赫数区,随马赫数的增加逐渐降低;发动机对氦压气机前温度的调节十分敏感,而对氦涡轮前温度的调节敏感性较低。综合研究表明,本文所给出的适度预冷方案的预冷发动机具有较好的宽域工作能力。     

RBCC发动机超燃/火箭模式流场数值模拟研究

针对进排气系统与燃烧室匹配工作的中心支板式火箭基组合动力循环(RBCC)发动机,通过数值模拟研究了RBCC发动机在低动压、高速高空域飞行条件下以超燃/火箭模式工作时的燃烧流场特征,并分析了支板火箭喷管出口流量的变化对燃烧流场的影响。结果表明:在超燃/火箭模式下,支板火箭工作能促进燃料与空气的掺混燃烧,实现发动机稳定工作,同时可提升发动机的推力性能;随着支板火箭流量的增加,发动机产生的总推力逐渐增大,总推力与火箭流量大小近似成正比;随着火箭流量的增加,燃烧室中的流动状态向以超声速流动占主导地位发展,进气道的抗反压能力得到提升。      

点火能量对脉冲爆震发动机性能的影响

针对以汽油-空气为推进剂的吸气式脉冲爆震发动机,研究了点火能量及工作频率对发动机点火-起爆时间和发动机推进性能的影响。结果显示,随着点火能量的提高,点火-起爆时间逐渐减小,脉冲爆震发动机平均推力逐渐增加。随着发动机工作频率的提高,点火-起爆时间也逐渐减小,发动机稳定工作的最佳油气当量比减小,发动机平均推力接近线性增加;但是点火能量对发动机点火-起爆时间的影响随着工作频率的提高而有所降低。     

固体火箭超燃冲压发动机理论性能分析

基于布雷顿循环,考虑燃烧产物的离解,针对固体火箭超燃冲压发动机工作过程进行了建模研究,开展了发动机理论性能分析,研究了飞行参数、燃料种类对发动机性能的影响,探究了超燃冲压发动机的工作极限。结果表明：固体火箭超燃冲压发动机的性能随着飞行马赫数的增大和飞行高度的升高而下降;当工作当量比增大时,质量比冲和体积比冲均下降,但比推力逐步上升;当工作空燃比增大时,比推力下降,但质量比冲和体积比冲均逐步升高。燃料种类对发动机性能有显著影响,在空燃比5～27的范围内,固体推进剂的体积比冲存在明显优势,但比推力和质量比冲不及氢气和煤油。相比于氢气和煤油,采用硼基固体推进剂作为燃料的超燃冲压发动机可以在更宽的飞行马赫数范围内工作,预示着固体火箭超燃冲压发动机宽包络飞行的潜力。     

一种新型吸气式与火箭组合发动机(LOCE)及先进天地往返运输系统的发展

根据先进天地往返运输系统的要求和火箭与吸气式组合发动机的特点，提出了重复使用的单级入轨飞机吸气式组合发动机方案的优化原则和一种优化的组合发动机循环：高压氢膨胀液化氧气循环吸气式火箭组合发动机（LOCE）。它是一种以火箭技术为基础的吸气式组合发动机，比冲可达35000m／s，其关键是成功地解决了吸气式组合发动机和火箭发动机燃烧室压力的不匹配，其液化效率比普通LACE循环提高了5～7倍。可借用成熟火箭技术，推重比高是低速阶段（Ma＝0～5）的最佳方式之一。     

内燃波转子技术对燃气涡轮发动机性能影响

为研究内燃波转子技术提高燃气涡轮发动机性能变化规律,建立内燃波转子燃气涡轮发动机热力循环分析模型,开展内燃波转子通道出口气流马赫数、压气机压比等参数变化对燃气涡轮发动机性能的影响研究,探讨了内燃波转子燃气涡轮发动机热力循环状态参数变化规律.研究结果表明:当压气机压比等于3.6时,发动机比推力和热循环总效率最大提高23.709%,耗油率最大减少19.165%;当通道出口气流马赫数等于0.6时,发动机比推力最大增幅达23.736%,此时压气机压比为4.4、发动机热循环总效率32.216%和耗油率减少24.366%,熵增减少7.864%,验证了内燃波转子技术能够提高燃气涡轮发动机总体性能.研究结果为深入开展内燃波转子燃气涡轮发动机基础理论和关键技术研究奠定基础.      

脉冲爆震火箭发动机和小推力液体火箭发动机的性能对比分析

为了了解脉冲爆震火箭发动机的性能优势,对比了脉冲爆震火箭发动机和小推力液体火箭发动机的推力和比冲,其中脉冲爆震火箭发动机的性能计算采用等容循环计算模型.结果表明:真空状态下,随燃烧室进口温度的升高,比冲增加不大;在推进剂和发动机结构尺寸相同的情况下,脉冲爆震火箭发动机产生的推力比小推力液体火箭发动机的多3.0倍至6.8倍,但比冲相当.     

变循环发动机建模技术研究

在对变循环发动机总体结构进行分析的基础上,参考双轴涡扇发动机部件模型的建立方法,建立了变循环发动机部件级数学模型.建立了区分叶根特性和叶尖特性的风扇部件模型,单外涵和双外涵模式的核心驱动风扇级数学模型.根据变循环发动机的特点,建立了反映变几何部件变化的稳态和动态共同工作方程.数字仿真结果表明:所建的变循环发动机模型能够实现工作模式之间的相互转换,并且在低空低马赫数双外涵模式下表现出了涡扇发动机特性,即高推力与低耗油率,而在高空高马赫数单外涵模式下相比涡扇模式提供的推力更大、耗油率更低,符合变循环发动机特点,验证了建模方法的可行性.      

核心机及其派生发动机发展的方法

核心机及其派生发动机发展的方法研究表明,可以通过增大空气流量和增大核心机的循环功来实现发动机推力增大,但需要在发动机设计中事先考虑工作转速、流通能力和叶轮机功率等储备。在核心机基础上进行发动机系列化发展,原则上可以采用保持高压压气机设计换算转速不变,或者保持最高燃气温度不变的技术措施,实际应用中上述两种方法都采用。因此,在核心机及基本发动机研制中,既要有燃气温度和转速的储备,又要有高压压气机性能的储备。但是,在核心机基础上研制大涵道比涡扇发动机和小涵道比加力涡扇发动机的技术途径是不同的。      

旋转爆震冲压发动机总体性能分析

为了快速可靠地评估旋转爆震冲压发动机的总体性能,针对冲压模态下的旋转爆震发动机建立了性能分析模型。模型以飞行条件和冲压发动机关键几何参数作为输入参数,结合气体动力学和C-J爆震理论,获得旋转爆震燃烧室的流场参数分布以及发动机喷管排气参数,输出发动机推力以及燃料比冲,建立了基于连续旋转爆震的冲压发动机性能评估方法。模型参与反应的燃料和氧化剂分别为煤油以及空气,主要研究了燃料温度、喷管喉部面积、燃烧室环面面积、反应物当量比、飞行马赫数以及飞行高度对发动机燃料比冲、推力的影响趋势。研究结果表明,控制其它变量不变,发动机推力与燃料比冲随燃料温度上升而提高;随喷管喉部面积、燃烧室环面面积减小而增大;随飞行高度增加而降低;燃料比冲随当量比、马赫数增大而减小,而推力随当量比、马赫数增大而增大。在高度为25 km、马赫数为4、当量比为0.6的工况下,发动机燃料比冲可达到1 740 s。分析结果表明,模型计算方法可靠,可快速计算出旋转爆震冲压发动机的推力性能,为旋转爆震冲压发动机的设计提供可靠参考。     

分开排气系统的1种设计方法及其性能研究

针对大涵道比涡扇发动机,开展了其排气系统气动型面参数化设计方法和气动性能的研究。通过控制外涵、内涵喷管流道的中心线形状和流通面积,设计了外涵、内涵分开排气喷管气动型面。采用数值模拟的方法模拟了喷管的流场结构,并分析了外涵落压比和自由流马赫数对喷管推力系数的影响。在自由流马赫数为0.050时,推力系数随外涵落压比的增大而增大,在自由流马赫数为0.785时,推力系数随外涵落压比的增大而减小;在外涵落压比相同时,自由流马赫数越大,核心机舱外罩b段与尾锥b段所受轴向力在喷管总推力中所占比例越大,对喷管推力系数的影响也增大。