环形燃烧室中圆台斜爆震燃烧特性研究

面向宽域爆震组合动力发展需求,首次提出适用于轴对称环形流道的圆台诱导斜爆震燃烧组织形式,通过数值模拟验证较低马赫数飞行工况下圆台诱导驻定斜爆震燃烧的可行性以及与斜劈、圆锥斜爆震燃烧的差异,从几何与来流参数两方面研究了圆台诱导斜爆震波的起爆与驻定特性。结果表明：在Ma7飞行工况,相比于圆锥和斜劈,环形燃烧室中圆台可以同时实现斜爆震波的加速起爆与稳定驻定。圆台上游的压缩作用以及下游的膨胀作用,使得圆台斜爆震波存在脱体而不前传的特殊起爆区结构。圆台内径、圆台角度、来流压缩程度以及当量比增大均有利于圆台诱导斜爆震波的起爆。同时,起爆区结构也会出现从渐变到突变再到稳定脱体的变化规律,相应的起爆距离逐渐缩短,爆震波角度逐渐增大。     

鼓包诱导斜爆震波的数值研究

为实现低马赫数条件下斜爆震波的快速起爆，以及提高斜爆震波对来流扰动的抗干扰能力，提出了通过在诱导区内设置一个小鼓包来控制斜爆震波起爆的方案，并通过数值求解二维多组分欧拉方程研究了楔面和鼓包诱导的斜爆震波。结果表明：通过在诱导区内设置鼓包可实现斜爆震波的提前起爆；且在较宽马赫数范围内，其起爆位置相对固定。鼓包诱导的斜爆震波主要有强耦合和弱耦合两种起爆形式，起爆形式与鼓包和斜激波的相对位置有关。此外，来流扰动会使楔面诱导的斜爆震波剧烈振荡，不利于斜爆震发动机的稳定工作；鼓包的存在对来流扰动所引发的斜爆震波振荡具有一定的抑制作用。     

基于圆盘燃烧室的爆震波与来流相互作用研究

针对旋转爆震发动机传统环形隔离段不易进行光学观测的难题,设计了一套可实现隔离段流场观测的圆盘形旋转爆震燃烧室。通过数值计算和光学观测试验,对圆盘燃烧室中爆震波与来流相互作用的典型流场结构进行了研究,并分析了不同因素的影响规律。研究发现：爆震波诱导出的斜激波在向隔离段上游发展的过程中强度逐渐减弱,爆震反压的前传距离随周向角度增大出现先增加后降低的趋势;增大隔离段入口总压、减小隔离段出口马赫数、提高爆震波传播速度均有利于减缓爆震波与来流相互作用强度,提升隔离段的起动性能;试验中观测到与数值计算定性一致的隔离段流动现象,为开展爆震波与来流相互作用研究提供了有效试验观测手段。     

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。     

高温超声速流中爆震波特性数值研究

通过对高温超声速流中爆震波性质的研究,评估其在高超声速冲压发动机燃烧室的燃烧组织中应用的可行性,并通过数值模拟对分析结论进行了验证。提出了一种新的爆震波起爆机制,注入高温超声速流中的燃料混气可通过自身缓慢的释热使流动进入局域热壅塞状态,进而借助局域热壅塞产生的激波实现爆震波的起爆。计算结果表明在适宜的温度与马赫数条件下,注入高温超声速流中的燃料可通过新的起爆机制在超声速流中形成一道稳定的驻定爆震波。表明在高超声速冲压发动机燃烧室中存在着通过驻定爆震波实现火焰稳定的可能性。     

基于自适应网格加密的超声速可燃气热射流起爆详细反应数值模拟

采用块结构自适应网格加密开源程序AMROC,在高性能计算集群中,进行氢气、氧气、氮气详细反应机理的二维超声速热射流爆震起爆自适应网格精细数值模拟,研究在热射流的持续喷射作用下超声速可燃气热射流爆震起爆,以及形成的精细的爆震胞格结构.结果表明:超声速可燃气流中热射流类似气动斜劈,形成局部激波诱导燃烧.超声速可燃气中持续的热射流喷射会形成过驱爆震,并导致不规则爆震胞格的生成.热射流的扰动压缩作用对过驱爆震的形成以及不规则爆震胞格的产起着关键的作用.热射流的扰动压缩波以当地声速通过爆震波后的亚声速区域作用于爆震波,使爆震波处于持续过驱状态,并形成不规则的爆震胞格结构.     

基于预爆震管的旋转爆震波建立和传播过程研究

预爆震管已成为旋转爆震发动机的主流点火方式,为研究预爆震管点火方式下旋转爆震波的起始和传播过程,本文采用动态压力传感器、离子探针以及高速摄影等实验手段,分析了旋转爆震波的建立过程,探讨了预爆震管与燃烧室的相互作用,总结了预爆震管出口直径、初始填充压力以及排气时间对旋转爆震波建立和传播的影响。研究表明：由于衍射作用,从垂直安装预爆震管传出的爆震波,在燃烧室内迅速发生解耦,形成来两道传播速度相同、方向相反的的低速燃烧波。两道燃烧波沿燃烧室周向不断加速并对撞,对撞多次后最终发展成一道旋转爆震波。预爆震管出口直径对旋转爆震波建立时间的影响要明显大于初始填充压力的影响。增大预爆震管出口直径,可提高燃烧室内初道激波和燃烧波的强度,有利于降低DDT时间,但由于预爆震管对旋转爆震波的传播具有一定消弱作用,旋转爆震波的平均传播速度略有减小。当预爆震管处于排气阶段时,旋转爆震波仍可稳定传播,其排气过程并不影响旋转爆震波建立时间。     

圆盘结构下旋转爆震波的二维数值研究

为揭示圆盘形燃烧室内旋转爆震波的传播特性,以2H_2+O_2+3.76N_2为反应混合物,开展该结构下的二维数值研究。实现了旋转爆震波的成功起爆并得到了两种稳定的流场结构;详细分析了两种流场的特点,以及不同直径处爆震波参数及出口马赫数的变化规律。结果表明,旋转爆震波在壁面形成的反射激波对流场中的温度、压力分布以及流线都产生影响;随着直径的不断减小,旋转爆震波压力、温度以及传播速度都不断减小;流场稳定后,出口马赫数随时间的变化趋势与压力趋势相符,呈现"双波峰"特征。喷注总压为0.4MPa时,喷注入口的阻塞比为21%,超声速流动占整个出口流动的52.17%,出口流动的平均马赫数为0.98;当喷注总压降为0.2MPa时,入口阻塞比为20%,超声速流动占21.99%,出口流动的平均马赫数为0.95。     

突跃型与平滑型斜爆震波起爆机制数值模拟

采用带有化学反应的Euler方程,对突跃型与平滑型2种形态的斜爆震波(ODW)在起爆机制和结构特点等方面的差异进行了研究.结果表明:斜激波(OSW)后是否存在亚声速区是判定斜爆震形态的依据.当波后火焰抬升斜激波面使得亚声速区存在时,横向激波与三波点结构就会出现并形成突跃型斜爆震.当波后所有区域皆为超声速区时,波后火焰燃烧无法影响到上游激波面,则会形成平滑型斜爆震.通过斜激波关系式给出了横向激波形成所需的临界斜激波角度,只有当斜激波角度大于此临界角度时才能形成突跃型斜爆震波,反之则形成平滑型斜爆震波.      

旋转爆震发动机燃烧室气膜出流影响数值研究

针对旋转爆震发动机（RDE）壁面的高热负荷问题,开展旋转爆震发动机燃烧室壁面气膜冷却的数值仿真,探究气膜出流与爆震波、斜激波和燃烧室流场之间的相互作用以及气膜对壁面的冷却特性。研究结果表明:爆震波对气膜的压缩和冷却孔的堵塞作用明显,气膜对爆震波整体的传播特性影响较小。受爆震波和燃烧室流场的影响,气膜出流存在周期性的摆动情况,这在一定程度上影响了壁面的冷却效果。在爆震波覆盖的壁面区域,峰值壁温下降程度有限,但时均壁温的降幅超过26.9%;在斜激波覆盖区域,随着冷气量的增加,峰值壁温和时均壁温的降幅超过32.5%和51.3%,气膜对该区域壁面的冷却效果更加明显。      

二维高超声速压缩面斜激波系的优化配置

选择进气道外压缩段的气流转折角为设计变量,以进气道的压升比为约束条件,分别以总压恢复系数和阻力系数为优化目标,基于一维气体动力学,在飞行马赫数6,飞行高度25 km,进气道出口气流方向与自由来流夹角等于0,°2,°4°和6°的条件下,对二维混压式高超声速进气道进行了优化设计,得到了优化的斜激波配置。优化结果表明,在所讨论的各种情况下,以阻力系数最小为目标得到的外压缩段斜激波系与以总压恢复系数最大为目标得到的外压缩段斜激波系基本相同,都近似为等强度斜激波系。运用数值模拟手段验证了等强度斜激波系配置原则,本文提供的方法可以用于二维混压式高超声速进气道的初步设计。     

高超声速二维混压式前体/进气道设计方法研究

以飞行Ma数Ma=6,H=25km为设计点,分别采用等激波角和等激波强度设计方法,并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,分别对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道进行了初步设计,分析并比较了几种方案进气道的设计点和非设计点性能及二维流场。研究表明,在低飞行Ma数下,唇口带有斜楔的前体/进气道起动性能和总压恢复优于唇口平直的,在高飞行Ma数下,唇口平直的前体/进气道冲压比高、外罩阻力小,而唇口带有斜楔的前体/进气道总压恢复系数高,外罩阻力相对较大。另外,分别采用等激波角和等激波强度方法设计的前体/进气道性能相近。本文提出的方法对于二维混压式高超声速前体/进气道方案的初步筛选具有一定的适用性。      

超声速气流中煤油燃烧的实验研究

为了得到双模态超燃冲压燃烧室模型在不同飞行马赫数时的性能参数，在直连式风洞中，飞行马赫数为4，5，6的来流条件下，对液体煤油的超声速燃烧进行研究。对于试验的三种热态工况，液体煤油实现了点火，并稳定燃烧；并且其工作状态都是典型的亚燃冲压模态。通过一维模型对壁面静压进行分析，得到了燃烧室流场参数和性能参数。在各个飞行马赫数和当量比条件下，燃烧室出口总压损失分别是0．565，0．696和0．725，都接近试验测量值；燃烧室出口的燃烧效率分别为0．82，0．67和0．60。不同飞行马赫数下双模态燃烧室试验数据和参数，为其性能的进一步改进提供了实验依据。     

高超音速进气道的附面层问题

本文论述了高超音速进气道所面临的严重附层面问题,高超音速附面层的特点,高超音速附面层对进气道性能的影响,影响附面层转捩和厚度的诸因素.对如何控制和改善附面层及在设计高超音速进气道时如何考虑附面层因素,亦提出了一些初步看法.     

斜激波总压损失率极小值理论解与物理意义

以法向马赫数作为激波强度表征量,对斜激波关系式进行重新推导,得到了穿过激波总压损失率极小值的理论解。控制方程表达式为激波角对物面角的线性函数。依据斜激波总压损失率极小值解析公式,首先,绘制了针对超声速流总压损失率应用的楔形角-激波角-马赫数的斜激波效率图。其次,通过生成斜激波三维总压损失率等值线图,呈现了总压损失率在楔形角-激波角-特征马赫数空间上的分布规律。此外,利用斜激波效率图,揭示了等总压损失率条件下马赫数与激波角的对称双解现象。     

Oblique detonation wave triggered by a double wedge in hypersonic flow

Pressure-gain combustion has gained attention for airbreathing ramjet engine applications owing to its better thermodynamic efficiency and fuel consumption rate. In contrast with traditional detonation induced by a single wedge, the present study considers oblique shock interactions attached to double wedges in a hypersonic combustible flow. The temperature/pressure increases sharply across the interaction zone that initiates an exothermic reaction, finally resulting in an Oblique Detonation Wav...     

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。     

污染空气对氢燃料超声速燃烧室性能的影响

采用纯净空气和污染空气来流下对比试验的方法,研究了飞行马赫数4条件下H2O和CO2污染组分对氢燃料超声速燃烧室性能的影响。对比试验中针对纯净空气来流和污染空气来流匹配了来流总温、总压、氧气摩尔分数和当量油气比。完成了0.53和0.42两种当量油气比条件下纯净空气来流和污染空气来流的氢燃料超声速燃烧试验,预定考察的H2O污染组分摩尔浓度分别有7.5%,18%和26%三种,CO2污染组分浓度有3.0%和7.5%两种。研究结果表明,H2O,CO2或H2O+CO2组合污染对燃烧诱导压升产生了明显的非线性抑制影响,直接将污染试验空气来流下的试验结果外推应用到飞行条件,可能导致供油量偏大、甚至进气道不启动;同时也影响了隔离段内燃烧诱导激波链结构,使燃烧工作模态趋向于超燃模态。     

预燃/流向涡掺混超声速燃烧室的稳焰火炬实验研究

 为研究飞行马赫数Ma_flight=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285 K、总压为1.5×10⁶ Pa和1.0×1.0⁶ Pa,燃烧室进口马赫数Ma_inlet=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。     

基于前体激波的内转式进气道一体化设计

在腹部进气的乘波前体/内转式进气道的一体化设计中,为使进气道捕获截面和唇口型线的形状与飞行器前体激波较好匹配,提出一种基于前体激波形状的一体化设计方法。首先,计算乘波前体流场并提取前体激波形状;其次,将进气道捕获型线（ICC）投影在前体激波曲面上,得到可全流量捕获的进气道唇口型线（IFCC）;再次,给定进气道基本流场的中心体轴线位置,确定基本流场的入射激波形状;然后,给定基本流场的沿程压缩规律,应用特征线法确定进气道的基本流场;最后,将ICC顺来流方向投影至进气道入射激波曲面上,经流线追踪和黏性修正得到最终的进气道型面。数值模拟结果表明,对于典型飞行器前体,在设计马赫数为7.0的条件下,应用该方法得到的进气道流量捕获系数达0.976,隔离段出口截面的马赫数、压比和总压恢复系数分别为3.17、38.9和0.487。