双模态冲压发动机Ma6性能潜力受燃烧室入口参数影响的灵敏度分析

为系统掌握燃烧室入口参数对双模态冲压发动机性能潜力的影响,采用双模态冲压发动机燃烧室工作过程的一维分析方法,在飞行马赫数为6的不同燃烧室工作工况(即不同特征马赫数Mac)条件下,保持进气道捕获流量不变,研究了燃烧室入口马赫数Main和总压恢复系数σin对性能潜力(燃料比冲Isp,f)的影响。获得的数据表明,冲压发动机的性能潜力受燃烧室入口马赫数和总压恢复系数两者的综合影响,燃烧室入口马赫数越低、总压恢复系数越高,发动机性能潜力越大;在常见的燃烧室入口参数范围内(入口马赫数∈[2.4 3.5],入口总压恢复系数∈[0.3 0.7]),入口马赫数每减小0.1,燃料比冲增加约1.1%~1.8%,入口总压恢复系数越小,影响程度越大;入口总压恢复系数每增大0.1,燃料比冲增大约2.4%~4.0%,入口马赫数越大影响程度越大;存在燃烧室入口条件不同,但是发动机的比冲性能潜力相同的情况。对燃烧室分段过程的损失分析表明,在入口为超声速、加热段为亚声速(特征马赫数不大于1)工况条件下,入口马赫数增加导致燃烧区前激波串损失增大,是比冲性能降低的主要原因;燃烧室特征马赫数越大,燃烧过程导致的损失越大;从燃烧室入口到尾喷管出口全过程总压损失越小,获得的比冲性能越大。推导和拟合了冲压发动机冲量差燃料比冲随燃烧室入口马赫数和总压恢复系数的灵敏度关系式,与被拟合数据的差异在3%以内,该关系式可用于双模态冲压发动机部件参数匹配与流道一体化设计工作。     

斜爆震发动机进气道与燃烧室一体化设计仿真研究

针对Ma10量级高超声速飞行器应用背景,为了实现斜爆震发动机一体化,基于氢气与空气预混来流条件,开展斜爆震发动机设计研究。通过压缩波系配置,分析进气道压缩过程对斜爆震发动机燃烧室入口参数影响规律;针对不同燃烧室入口条件,开展斜爆震驻定燃烧过程仿真分析,获得入口来流参数与几何参数对斜爆震燃烧组织过程影响规律;基于优选方案,开展斜爆震发动机进气道与燃烧室一体化数值仿真。研究结果表明:随着当量比、斜劈角增大,爆震波后的压力与温度与相应的爆震波角会增大;通过合理选取进气道与燃烧室结构参数,可以实现斜爆震发动机进气道压缩过程与燃烧组织过程的匹配。     

弹用内乘波式进气道起动性能研究

 为弄清内乘波式进气道在低马赫数状态下的流动特征,分析影响内乘波式进气道起动能力的因素,研究与弹体匹配设计的内乘波式进气道的起动问题。首先基于一种有利于出口均匀性的基本流场,采用流线追踪技术,设计了来流马赫数为4.0且进出口形状适应弹体安装要求的双模块弹用内乘波式进气道;此后,采用计算流体力学(CFD)方法获得了低马赫数下进气道的三维波系结构和流动特征。研究表明,进气道溢流口位置是影响内乘波进气道起动能力的重要因素:在溢流口位置由两侧改至最下端后,起动马赫数由3.6下降为3.3;采用单模块方案,溢流口设置在下端后,起动马赫数下降为3.25。此外,设计内乘波式进气道基本流场也对起动性能有影响:设计出口马赫数不变,双模块方案下,入口气流偏转角每增大2°,起动马赫数约下降0.1;单模块方案下,提高入口气流偏转角最大可使起动马赫数下降为3.1;进气道内收缩比对起动能力的影响体现在入口气流偏转角不变时,进气道起动能力仅取决于内收缩比,设计出口马赫数每增加0.2,起动马赫数约减小0.2。研究所分析的各个弹用内乘波式进气道在设计条件下均可捕获99%的来流,在扩大了工作马赫数范围的同时,保持了高流量捕获性能和高总压恢复系数的优势。     

碳氢燃料超燃冲压发动机进气道与燃烧室匹配性能试验研究

在模拟飞行马赫数Ma=6,高度25km条件的液体碳氢燃料超燃冲压发动机自由射流试验中,对比研究了4种不同进气道,不同燃烧室入口条件下模型发动机的点火与燃烧性能。试验结果表明几何内收缩比3的侧压式进气道的出口压强低而无法实现模型发动机的点火;进气道增加部分前体压缩,模型发动机则能够维持稳定燃烧,得到正推力;采用较高收缩比5.35的三维进气道的出口流场畸变程度较高,降低了隔离段抗反压的能力,会对燃烧性能产生很大影响,燃烧效率、发动机推力显著下降,甚至可能导致发动机熄火。不同长度的隔离段对比研究表明隔离段加长能够提高抗反压能力,有助于实现煤油分级燃烧,提高燃烧效率。     

二元高超声速进气道的内压段设计

针对二元高超声速进气道,采用不同张度的样条曲线设计内压段肩部型面.在保持二元进气道内压段面积收缩比及喉道面积不变的条件下,通过数值仿真研究了不同内压段长度、下壁面型面样条曲线张度对进气道性能的影响.结果表明:内压段的长度变化对进气道的气动及起动性能有较大影响,当内压段长度与喉道高度比 L/h_t为8.4左右时总压恢复系数较优;采用合适张度的样条曲线代替传统的肩部圆弧过渡,能够提高进气道总压恢复系数,改善进气道起动性能;随着内压段长度增加,其所对应的性能最优样条线张度值不断减小,建议选取样条线张度值为0.80~1.25.      

结构参数对两相冲压发动机喷管性能影响分析

为了分析气液两相冲压发动机的喷管参数对推力及效率的影响,分别针对不同参数条件下喷管中泡状气液两相流场,基于双流体模型,采用变步长的Runge-Kutta法进行数值模拟。并对喷管中临界泡状流进行分析,重点研究了喷管喉部与入口面积比、半扩张角和半收缩角在各种气液质量流率比条件下对喷管推力及推进效率的影响,计算结果表明,推力随着喷管喉部与入口面积比增大而减小,气液质量流率比较大时,效率随其增大而增大;半扩张角增大时,推力和效率同时减小;半收缩角对喷管推力及效率影响均不大。在给定的喷管参数下,气液质量流率比在一定程度上增大时,喷管推力及效率同时增大。     

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。     

形面渐变内收缩进气道设计方法研究

对内收缩进气道的设计方法进行了改进,在原有方法中加入了形面渐变技术。内收缩进气道的基准流场采用变斜率母线内收缩锥形流场,相较于定斜率母线基准流场,能够在不降低增压比的条件下同时提高总压恢复和流动均匀性,有利于进气道性能提升。进气道唇口形状选用类椭圆形以提升进气道气动特性,应用形面渐变技术保证进气道与发动机入口的匹配。研究发现,平方融合函数P2能够较好的抑制形面渐变对进气道性能的不利影响。数值模拟结果表明,进气道在设计点工况下性能良好,出口流动均匀性较好。     

固体燃料超燃冲压发动机燃烧室初步实验研究

设计并搭建了一个小型直连式试车台,开展了固体燃料超燃冲压发动机燃烧室工作过程的初步实验研究。加热器提供的燃烧室入口总压与总温分别为2.2MPa与1600K,试验证明了固体燃料超燃冲压发动机燃烧室在没有外部辅助条件下能够实现自点火和稳定燃烧。实验结果表明,燃面退移速率沿轴线先增大后减小,在凹腔和等直段交界处达到最大值,其峰值超过2 mm/s。随着燃烧进行,燃烧室通道扩大,凹腔与等直段压强下降较快。由于扩张比逐渐减小,扩张段内压强变化比较平稳。实验研究了采用突扩台阶进行火焰稳定的燃烧室构型,结果表明突扩台阶不适合作为固体燃料超燃冲压发动机的火焰稳定器。     

大内收缩比二元高超声速进气道波系配置特性

为了发展适应宽飞行范围的高超声速二元进气道设计技术,考察了内收缩比对进气道特性的影响规律,并提出了结合附面层抽吸辅助自起动的大内收缩比进气道波系设计方法,改善了二元进气道低马赫条件下流量捕获低的弱点。研究发现,存在着设计点推力最优进气道内收缩比,而进气道非设计点流量系数随内收缩比而增大。基于最优内收缩比进气道构型,取消外压激波封口约束,通过局部等熵压缩波分散打进内收缩段内部,大幅提高了进气道低马赫流量捕获。并进一步通过合理配置内收缩段抽吸槽,以设计点(马赫6)1%,非设计点(马赫4)3%的流量损失使进气道自起动马赫数降到3.35,改善了内收缩比过大导致的自起动问题。     

二元高超声速进气道内压缩通道/隔离段曲面构型

对于二元高超声速进气道内压缩通道及隔离段设计,提出了进气道下壁弧形曲面构型方案。在一系列不同收缩比、不同波系配置的平面构型进气道基础上,通过基于N-S方程的数值模拟研究了不同半径的弧形过渡曲面对进气道性能的影响。发现采用弧形曲面过渡可以削弱平面构型方案对气流不必要的膨胀,减小隔离段进口处上侧壁面高压,改善隔离段进口气流均匀性。新构型有助于降低起动马赫数,且弧形过渡半径越大,收缩比越大,降低的程度越明显;还可以大大提高进气道的总压恢复,无须最后一道内压激波打在下壁面肩点上即可获得较高的性能。     

整机条件下主燃烧室参数测量研究

针对整机条件下主燃烧室的性能参数测量问题,运用现阶段改装手段和试验设备,提出了1种适合在整机上进行主燃烧室参数测量的方法,得到了主燃烧室进、出口及内外环等位置上的温度、压力等参数数据。结果表明:随着发动机转速的提高,燃烧室出口温度场数值呈减小趋势,压力损失呈增大趋势;内、外环腔的压力、温度逐渐升高,但分别小于进口压力、大于进口温度。该方法未对发动机产生不良影响,测量参数基本准确,能够反映主燃烧室在整机条件下的工作状态,可用于完善主燃烧室部件设计。     

全环涡轮级间燃烧室性能试验

以涡轮级间燃烧室(ITB)应用于涡轴发动机为研究平台,根据ITB的应用环境,采用凹腔驻涡燃烧室作为涡轮级间燃烧室,设计加工了全环凹腔驻涡燃烧室试验件,并进行了性能试验研究.试验结果表明:该燃烧室的贫油点火边界余气系数为10.2,降低驻涡凹腔体内外压差有利于点火;与常规燃烧室相比,燃烧室的燃烧效率偏低,但燃烧效率随进口温度的升高逐步加大;燃烧室的总压恢复系数较小,进口温度对燃烧室的总压恢复系数影响不大;燃烧室出口温度场分布较好,出口温度分布系数(OTDF)随进口温度的升高而减小;随着进口温度的提高,火焰筒壁温会局部偏高,火焰筒的冷却设计需优化改进.      

冲压发动机驻涡燃烧室燃烧性能试验

针对某冲压发动机驻涡燃烧室模型,进行了不同进口温度、进口速度系数和余气系数下燃烧室燃烧性能的试验研究,研究结果证明:随着进口速度系数的增加(0.20~0.35),点火总油气比和贫油熄火油气比增加,燃烧效率变化不明显;随着进口温度的增加(573~773K),点火总油气比和贫油熄火油气比下降,燃烧效率提高;随着余气系数的增加(1.1~2.1),燃烧效率提高.试验中获得最小点火总油气比为0.0035,最小贫油熄火油气比为0.0028,最高燃烧效率93%.研究证明了驻涡应用于冲压发动机燃烧室的可行性.      

A theoretical and 1-D numerical investigation on a valve/valveless air-breathing pulse detonation engine

The important operating characteristics of pulsed Pressure Gain Combustion (PGC) propulsion are the pressure gain of the combustor component and the propulsive performance gain of the engine. A ramjet-type valve/valveless air-breathing pulsed detonation engine with a supersonic internal compression inlet is investigated. Based on an ideal thermal cycle, the ideal equivalent pressure ratios (π_cb) of the Pulsed Detonation Combustor (PDC) are obtained theoretically which are directly related with the propulsive performance of the engine. By introducing an orifice loss model into the cycles, the critical pressure drop ratios through the orifice for the PDC achieving pressure gain and the engine achieving thrust gain are studied. More influencing factors are investigated by the use of a one-dimensional (1-D) numerical simulation model. The operating characteristics of the pulse detonation engine are investigated with changes of the valve type, the inlet/outlet area ratio of the PDC, the nozzle area ratio, and flight conditions. All these factors can affect π_cb of the PDC, and π_cb can be optimized by changing the geometry of the engine. The most important influence parameter is the valve type. When using an orifice-type aerodynamic valve, simulation results show that the PDC cannot achieve the pressure gain characteristics. When a supersonic internal compression inlet is introduced to the engine, whether the Pulse Detonation Engine (PDE) can achieve thrust gain comparable with that of an ideal Brayton cycle engine not only is related to the pressure gain of the combustor, but also needs to optimize the engine structure to reduce the total pressure loss.     

高温升燃烧室与双燃烧室发动机性能对比分析

采用一维定常计算方法,考虑各种部件效率的影响,在双燃烧室发动机总增压比为32,涡轮前总温为1900K时,与高温升燃烧室涡轮前总温为2400K时进行了总体性能对比,并指出了双燃烧室结构发动机2个燃烧室的热量分配方法.结果表明:温升同为1463K时,高温升燃烧室发动机比双燃烧室发动机单位推力高2.7%,耗油率低3.8%.双燃烧室结构发动机更有利克服超声速下的冲压损失, Ma大于1.5之后,增力比大于高温升燃烧室发动机.      

燃烧室分配器式扩压器性能数值研究

高性能航空发动机燃烧室进口马赫数的不断提高会导致扩压器总压损失急剧增加,设计了一种新型的燃烧室扩压装置—分配器式扩压器,采用CFD方法对其进行了数值模拟,重点研究了分配器式扩压器的总压损失,结果表明,数值模拟结果与理论分析相吻合,并且在Ma高达0.36时,设计的分配器式扩压器矩形结构的总压损失为4.79%,小于短突扩扩压器的总压损失,可以满足高性能发动机对燃烧室扩压器性能的要求。     

油气比及进口参数对三级旋流器燃烧室性能的影响

对三级旋流器燃烧室进行了常压试验研究.研究首先设计研制了三级旋流器燃烧室模型和试验系统,然后在此基础上开展了不同进口速度、进口温度和油气比等参数影响三级旋流器燃烧室的流阻特性、点火特性、贫油熄火特性和燃烧效率特性等性能的试验研究.结果表明:该三级旋流器燃烧室可以在不同试验工况下顺利点火和稳定工作,点火性能基本不受进口速度的影响;总压损失系数随进口速度的增加而增大,而流阻系数随速度的增加而减小,燃烧室流动未进入"自模状态";随着进口温度的增加,点火、贫油熄火性能变好,燃烧效率提高.     

多模态冲压发动机提高性能的技术途径

为了使高超声速冲压发动机在宽飞行条件下同时具有高比冲、高推力系数、高推重比，在讨论多模态冲压发动机的不同工作模态特性基础上，提出了改进进气道／燃烧室／尾喷管参数协调状态的技术途径。在固定几何的条件下，采用一体化设计内流通道，并巧妙地调节加热规律，使得在不同飞行条件下采用不同的优化工作模态，从而防止进气道出现亚 声速溢流或过度超临界，防止尾喷管产生膨胀过度或不足，防止燃烧室内的过度高温高压，并使冲量增量最大。此外，就国内外在研制过程中曾出现过经验教训及应引起关注的技术创新点进行了讨论。