喷管对连续旋转爆轰发动机性能影响数值研究

为研究尾喷管构型对连续旋转爆轰发动机性能的影响,采用内径40 mm,外径60 mm,长度50 mm的环形燃烧室,空气为氧化剂,氢气为燃料,对安装等直喷管、收敛喷管、扩张喷管和拉瓦尔喷管的连续旋转爆轰发动机的内外流场进行数值模拟。获得了不同尾喷管条件下爆轰波的传播特性和流场结构,分析了喷管构型对发动机内外流场结构和推进性能的影响。计算结果表明,不同尾喷管条件下,燃烧室内均能形成稳定传播的爆轰波;与等直喷管相比,收敛喷管和拉瓦尔喷管对燃烧室内的爆轰波的压力和传播速度具有明显提升作用,但波头高度则明显降低,安装扩张喷管条件爆轰波压力和传播速度略微有所降低,波头高度却增加。收敛喷管和拉瓦尔喷管对发动机尾部火焰具有一定的约束作用;在给定的发动机模型下,收敛喷管对发动机的推力性能提升最为显著,其推力和比冲分别为259.4 N和120.3 s,扩张喷管则降低了发动机的推力性能。     

连续旋转爆轰发动机气液两相爆轰波传播特性二维数值研究

为了研究液体燃料连续旋转爆轰发动机(Continuous Rotating Detonation Engine,CRDE)中爆轰波形成与传播过程,采用二维CE/SE方法,对汽油、富氧空气两相连续旋转爆轰发动机爆轰过程进行数值模拟,分析了连续旋转爆轰发动机气液两相爆轰流场和爆轰波结构及入口和出口处的流场变化规律,揭示了CRDE自持传播机理。计算结果表明,燃料以时段阶梯填充方式来起爆旋转爆轰,可快速有效地形成单方向稳定传播的爆轰波;在周向方向上出口处的流场间断面要延后于入口处的间断面,出口流场间断面主要是由斜激波和接触间断面造成的,而入口流场间断面是由爆轰波引起的。通过对气液两相CRDE的二维数值模拟,可更好地了解液体燃料CRDE的工作过程,为液体燃料CRDE研究提供指导。     

某固体火箭发动机点火启动过程三维流场一体化仿真

以某固体发动机的燃烧室和喷管为一体化研究对象,采用三维流场控制方程,应用有限体积法计算了发动机点火启动过程中燃烧室和喷管内燃气的流场特性。发动机药柱上的着火点最初出现在药柱星角尖上,然后向四周扩展;在药柱点火初期,燃气压力波先于火焰峰到达喷管;随着燃烧室内燃气压力升高,压力沿轴向分布逐渐平缓;当喷管进口压力与出口背压比达到某一值时,喷管扩张段内出现一道激波,随着压力比的升高,激波最终移出喷管,燃气流速在喷管出口处达到最大值。     

氢氧发动机模型真空羽流场试验和仿真研究

研制了一个用于模拟中国长征火箭二级的60 N推力氢氧发动机的缩比模型,并在北京航空航天大学真空羽流效应实验系统进行了试验。使用皮托管阵列测量了羽流压力场,结果显示当距发动机喷管出口的距离从140 mm增加到600 mm时,羽流场的最大压力从12 400 Pa降到了400 Pa。为验证CFD-DSMC混合的数值仿真方法,将试验结果与仿真结果进行了对比分析,二者一致性非常好。对比结果显示数值仿真方法在羽流效应分析方面的强大功能。研究获得了模型发动机羽流场的压力分布特性,可用于原型发动机的羽流效应分析。     

氢氧发动机模型真空羽流场试验和仿真研究（英文）

研制了一个用于模拟中国长征火箭二级的60 N推力氢氧发动机的缩比模型,并在北京航空航天大学真空羽流效应实验系统进行了试验。使用皮托管阵列测量了羽流压力场,结果显示当距发动机喷管出口的距离从140 mm增加到600 mm时,羽流场的最大压力从12 400 Pa降到了400 Pa。为验证CFD-DSMC混合的数值仿真方法,将试验结果与仿真结果进行了对比分析,二者一致性非常好。对比结果显示数值仿真方法在羽流效应分析方面的强大功能。研究获得了模型发动机羽流场的压力分布特性,可用于原型发动机的羽流效应分析。     

连续旋转爆轰波传播过程试验研究

为研究连续旋转爆轰波的传播过程,采用充填H2/O2混气的切向预爆轰管起爆,开展了H2/Air连续旋转爆轰发动机试验研究。在当量比为0.76的工况下,试验成功起爆并实现了旋转爆轰波的自持传播,获得的连续旋转爆轰波传播主频为5211.25 Hz,传播波速为1439.97 m/s。分析了连续旋转爆轰波的起爆、传播和熄爆过程,发现在连续旋转爆轰波的起爆过程中,预爆轰管产生的初始爆轰波进入连续旋转爆轰发动机后,并未直接转变为连续旋转爆轰波,而是经历了一个爆燃转爆轰的过程。在此过程中,激波压力峰值的分布由疏到密,激波强度不断增大,说明连续旋转爆轰发动机内压缩波系逐渐汇合增强,形成前导激波,不断诱导引爆可燃混气,最终形成爆轰波。在旋转爆轰波的熄爆过程中,切断燃料供给之后,爆轰波并没有立即解耦,而是在旋转数周之后,才完全解耦为爆轰产物。     

固体火箭发动机喷管瞬态流场特性分析

为准确预测某型固体火箭发动机喷管的流场特性,建立了发动机燃烧室-喷管一体化三维流场模型,考虑了上游流场-燃烧室对喷管流场的影响,应用有限体积法,仿真计算出了发动机点火启动过程中喷管内激波的存在及变化趋势,仿真结果与一维等熵函数理论分析结果相一致。结果表明,在发动机点燃初期,喷管内燃气呈现亚音速流动,随着时间推移,在喷管扩张段出现了一道激波,燃气流动出现壅塞,随着燃烧室内燃气压力升高,激波逐渐移出喷管,喷管内呈现超音速顺畅流动。     

以铝粉为燃料的脉冲爆轰发动机数值研究

研究了采用固体粉末为燃料的脉冲爆轰发动机的流场情况。运用CE/SE方法与四阶龙格-库塔法相结合,构造了以铝粉为燃料的脉冲爆轰发动机二维两相内流场的数值计算格式。数值模拟了PDE管内轴线上压力、速度随时间的变化情况,轴截面上的压力分布云图,管内固体燃料颗粒粒径随时间的变化,以及不同情况下PDE的瞬时推力和总冲量等。由此分析了固体燃料PDE管内爆轰波的传播特性,讨论了燃烧产物的物理特征、环境温度和环境压力的变化对PDE推力性能的影响。结果表明,采用铝粉作为PDE的燃料能够提供有效的推力。数值计算结果对固体燃料脉冲爆轰发动机的研究具有重要的理论指导意义。     

RBCC发动机纯火箭模态流场数值仿真研究

基于某火箭基组合循环(RBCC)发动机结构及气动参数开展了飞行高度30 km、飞行速度8 Ma时,发动机纯火箭模态三维流场数值仿真.对进气道、燃烧室、尾喷管、火箭发动机等组件流场结果进行分析,并计算了发动机总体推力.结果表明:纯火箭模态下,RBCC发动机进气道存在气流分离,喉部总压恢复系数约为0.34;燃烧室存在两股气流掺混,二级进出口总压损失约38.5％;二级燃烧室流场结构复杂,使得尾喷管入口截面气流参数分布不均,其总压畸变值为0.648;纯火箭模态下该RBCC发动机轴向推力约1 700 N.     

侧向旋转射流进气对固冲发动机性能的影响

采用Reynolds应力方程模型及涡耗散燃烧模型,在不同旋转工况下给定相同进气流量,对侧向进气固冲发动机补燃室湍流反应流场进行了数值计算,得到了燃烧产物的平衡组分、燃烧温度和其他热力学参数,并在此基础上计算了补燃室燃烧效率、发动机推力等参数。数值模拟表明,对于侧向进气固体火箭冲压发动机,在空气射流中引入旋转流动,能有效提高补燃室内的燃烧效率,进一步提高发动机性能。燃烧效率随旋流强度呈先增大、后又减小的规律。采用最佳旋流数的旋转进气后,可使发动机推力提高约2.3%。     

配合间隙对同轴线对开双喷管结构轨控发动机性能的影响

所描述的轨控发动机采用同轴线对开双喷管结构设计,通过对不同工况、不同间隙条件下轨控发动机的流场进行数值模拟,得到了间隙对发动机燃烧室压强、推力等性能参数的影响规律。研究结果表明,当轨控发动机的转子配合间隙不断减小时,推力调节室总压随之不断增大,质量流率不断减小,发动机的推力调节特性变优。     

氢氧发动机中激波与爆轰波热力参数计算分析

大扩张比氢氧发动机在地面试车时喷管中可能会出现激波,而在起动时刻燃烧室或燃气发生器中则很容易产生爆轰波,其对发动机的结构与工作状态会产生较大的影响。为准确地分析激波与爆轰波对氢氧发动机的影响,从热力参数层面进行计算分析,所有的计算都考虑热化学反应的影响。首先,在传统一维管流模型基础上引入化学平衡模型来计算和分析推进剂混合比和燃烧室压力对喷管扩张段中激波位置及热力参数影响的一般规律;然后,采用基于热化学平衡模型的C-J爆轰理论,计算和分析推进剂混合比、初温及初压对爆轰波的影响规律。计算分析表明:喷管扩张段中的激波位置与燃烧室压力呈线性关系,激波处的温度比相对于不考虑热化学反应时要低28%~38%,而压力比无明显区别,压力比与温度比在化学当量混合比时最小;爆轰波强度随着初压的升高、初温的降低而增强,在化学当量混合比时最强,初温30 K,初压1 MPa时爆轰压力最高可达220 MPa,温度可达4 500 K,波速超过3 000 m/s。得到的这两种波的规律和特点可以为发动机工程设计人员提供一定的参考。     

固体超燃冲压发动机燃烧模态转换研究

对固体超燃冲压发动机的模态转换现象和燃烧室工作特性开展了地面直连试验和数值模拟研究。试验在Ma=6,25 km的条件下实现燃烧模态由超燃转换为亚燃，再转换为超燃的动态变化。数值模拟获得了对应燃烧模态下发动机燃烧室的流场参数变化及工作特性。将隔离段出口马赫数作为燃烧模态判别准则，基于隔离段绝热假设计算出隔离段出口马赫数，实现发动机燃烧模态的实时判别，并通过数值模拟结果验证了该方法的可行性。试验结果表明，改变燃料喷注方式能够实现燃烧模态的变化，亚燃模态下的性能明显高于超燃模态。数值结果表明，发动机隔离段及燃烧室内激波强度和位置受到横向射流与燃烧释热的共同影响，且不同燃烧模态下影响激波的主要因素不同。发动机燃烧室工作在亚燃模态下的性能最佳，总压恢复系数为0.44,总燃烧效率为0.79。其中，亚燃模态下硼颗粒和碳颗粒的燃烧效率分别为0.78和0.65。     

激波引燃冲压发动机一体化流场数值模拟

激波引燃冲压发动机是一种采用爆轰形式组织燃烧的吸气式高超声速飞行器动力系统。采用AUSMPW+迎风格式、氢氧7组分8步基于反应模型,在非结构网格离散域上求解二维多组分化学非平衡流Euler方程。采用发展的数值方法求解了激波引燃冲压发动机内外一体化流场,研究了台阶长度、斜劈尖角度对发动机流场结构和发动机性能参数的影响规律。计算结果表明,所发展的数值方法能用于激波引燃冲压发动机的一体化流场和性能预示计算;台阶长度和斜劈尖角度影响发动机流场结构和预混气体能量释放程度。推力和燃料比冲均随台阶长度的增大而增大,随斜劈尖角度的增大而减少。     

水环境下喷管流动分离数值研究

为了研究水环境下发动机喷管流动分离现象以及影响因素和规律,基于VOF多相流模型和SST k-ω湍流模型,建立了水环境下固体火箭发动机喷流流场数值仿真模型,并进行了不同喷管扩张比和NPR(燃烧室总压与环境压强之比)下的喷流流场数值模拟。通过数值仿真分析获得了水环境下喷管内发生流动分离时推力、压力特征和流场非定常变化特征,水环境下喷管内流动分离具有强烈的非定常振荡特征,分离激波会在分离点与发动机喷管出口之间呈现推进-返回-推进周期性振荡的流动特征。同时,获得了喷管扩张比和NPR对流动分离特征的影响规律,相同水深环境下不同扩张比喷管对流动分离点位置影响较小; NPR越小,流动分离点的位置处喷管扩张比越小。     

固体火箭发动机羽流温度和热流密度测量

为了获得固体火箭发动机喷管外流场的温度和热流密度,同时提高测量结果的响应程度和准确性,提出了一种固体火箭发动机外流场温度和热流密度新的测量方法。该方法应用了一套相同尺寸不同材料的双热电偶测温装置和热流测量计的组合测量装置,测量了发动机喷管外高温燃烧产物的温度和热流密度。采用FLUENT软件对固体火箭发动机喷管外流场开展了数值仿真,仿真结果与该方法的实测结果近似,进一步验证了该方法的正确性。研究结果表明,固体火箭发动机点火后喷管外部会产生高温高速的羽流,并伴随着一串串明显的激波,随着飞行高度不断攀升,羽流对外充分膨胀做功,其扩张角不断增大,激波也逐渐消失,同时该测量方法也可以为火焰导流槽的结构和热防护设计提供数据支持。     

三维流线追踪截短偏置超声速尾喷管非设计工况性能分析

使用基于最短长度喷管(MLN)设计方法设计的轴对称喷管流场作为基准流场,采用流线追踪技术和基于代理模型多目标优化方法,并进行了非线性截短和偏置,设计出全新的三维流线追踪截短偏置超声速尾喷管。在非设计工况下对其进行了数值模拟,分析并对比了尾喷管在不同的进口和外流的马赫数和压力时其性能与流场结构的变化。外流马赫数和压力的改变对出口流场结构的影响显著,但对喷管内部流场几乎不产生影响;较大的外流压力会导致过膨胀现象,气流自尾喷管出口处向内偏向尾喷管轴向膨胀,尾喷管唇口附近马赫数将会增大。进口马赫数和进口压力增大,尾喷管的推力和俯仰力矩增大,其中进口压力与尾喷管推力升力性能呈近似线性关系,进口压力每增大5000 Pa,尾喷管的推力,升力和俯仰力矩增大8%左右。所做研究揭示了三维截短偏置高超声速尾喷管在非工况情况下工作的性能规律,将对三维非对称高超声速尾喷管的性能分析以及飞行器发动机设计提供参考。     

悬臂斜坡喷注器流场结构与混合特性

为了探索高马赫数下激波诱燃冲压发动机前体/进气道燃料/空气混合的精细流场结构和混合增强机理,采用隐式方法,对悬臂斜坡喷注器进行了三维RANS仿真,得到了喷注器流场的精细结构。仿真结果表明,由于斜坡的作用,流场中产生了激波、膨胀波、流向旋涡等现象。气流经过斜坡时产生了斜激波,并在斜坡边缘处发生膨胀;斜坡侧壁附近在压差的作用下产生了流向旋涡,流向涡在向下游发展过程中卷吸空气,从而增强了混合,但斜坡的存在加大了流场的总压损失。     

吸气式PDE点火室引入氧气的试验研究

为了改善吸气式脉冲爆轰发动机的爆轰效果,在发动机的点火室内引入了氧气,并开展了系列试验研究,研究结果表明,点火室内引入氧气,提高了吸气式PDE的爆轰波压力与传播速度,缩短了点火起爆的时间,增加了发动机的平均推力,简化了发动机内的强化燃烧装置。与纯空气状况相比,爆轰波压力最大增加了1.28倍、爆轰波传播速度与发动机平均推力的最大增幅分别为69.57%和62.84%,点火起爆时间则相应减少了36.47%。点火室引入的氧气量存在临界值,小于临界值时随着引入氧气量的提高,发动机爆轰效果的改善越显著;大于临界值时,发动机会形成连续燃烧。     

连续爆轰发动机的研究进展

连续爆轰发动机是一种基于爆轰波将推进剂的化学能转化成热能的新概念发动机,近年来受到世界各主要国家的高度关注。现已成功获得多种燃料长时间稳定的连续爆轰,较深入地认识了连续爆轰流场结构,初步测得推力和比冲,验证了连续爆轰发动机的性能优势并在火箭模态、冲压模态以及涡轮模态下都实现了稳定连续爆轰。对连续爆轰发动机的工作原理,以及近年来世界各主要国家在连续爆轰发动机的基础研究和应用研究方面取得的代表性成果进行了综述,并给出尚待解决的问题,为其进一步工程化应用提供参考。