氢燃料双模态冲压模型发动机M6的试验研究

笔者研究了一个有突扩台阶的氢燃料高超声速冲压发动机模型的气体动力学特性和推力特性。氢气从位于燃烧室突扩台阶后的支板逆来流喷注,测量了氢气燃烧状态下模型发动机壁面的压力分布和推力收益数据。实验结果表明,在氢气的当量油气比为0.35～0.8的范围,在本模型流道构型条件下,氢气自燃,并随当量油气比的增加,燃烧室内压力增加,获得的推力收益增大,最大推力收益达到500N。实验在CARDC的脉冲燃烧风洞中进行,实验马赫数为6,总温1850K,总压5.5MPa。     

超声速燃烧室等离子体点火实验研究

针对超燃冲压发动机在较低飞行M数(M0≤4)下的起动点火问题,利用氢氧燃烧加热脉冲风洞,在超声速燃烧室进口M数M=2、总温T0=960K条件下,分别采用等离子体点火器+先锋氢燃料和大功率等离子体点火器,探索了在超声速燃烧室中,实现煤油点火和稳定燃烧的方法.采用等离子体点火、凹槽火焰稳定器和从壁面喷射燃料方式,实现了煤油的可靠点火和稳定燃烧.研究表明,在燃烧室进口M=2、总温T0=960K时,采用大功率等离子体点火器,不需要先锋燃料,可以直接点燃煤油.     

纯净空气来流下的超声速燃烧实验装置及其初步实验结果

采用电阻加热的连续式实验设备,在燃烧室进口气流为高温纯净空气、马赫数Ma=2、总温Tt=1000K,总压Pt=0.8MPa条件下,进行了不同当量油气比的氢和乙烯燃料的超声速燃烧室直连式实验.采用从壁面垂直于主流喷射燃料和以氢作为先锋火焰,实现了乙烯燃料的可靠点火和稳定燃烧.实验测量了燃烧室的壁面压力、空气流量、燃料喷射压力、喷管进口总温等参数,并拍摄了燃烧室出口火焰.本文实验采用的电阻加热设备具有实验介质无污染、稳定运行时间长、工作性能稳定、成本低、操作简单等优点,其主要部件电阻加热器出口的最高温度可达600~1000K,对应的流量为1.5~0.73kg/s、加热器功率为750KW.     

煤油-氢双燃料超声速燃烧点火特性研究

煤油 氢双燃料的超声速燃烧室中的自点火和燃烧稳定特性在直联式试验装置上进行了实验研究。实验空气总温 1 650～ 1 980K ,总压基本保持在 1 .8MPa左右 ,燃烧室进口M数为 2 .5。用激光粒度仪测量了在加压下煤油的雾化程度。为了寻找能点燃并维持煤油稳定燃烧的最低氢当量比 ,设计加工了四种不同构型引导火焰与凹稳焰一体腔结构 ,利用氢引导火焰局部地加速煤油的化学反应和凹腔的联合促进作用与优化结合 ,发现在没有强迫点火能源条件下点燃并维持煤油稳定燃烧的最低氢当量比能降低至 0 .0 3。燃烧室的性能用简化的一维计算机程序SSC - 3作了初步估算。在长度 42 5mm的燃烧室中获得了煤油的燃烧效率 50 %。引导火焰凹腔一体化结构对点火特性和性能的影响作了讨论     

Ma4下超燃发动机乙烯点火及火焰传播过程试验研究

在直连式脉冲燃烧设备上,开展了模拟Ma4,总温935K 来流参数下的超燃发动机乙烯点火试验。试验利用了火炬点火器和引导氢气的辅助点火方式,实现了乙烯的点火和稳定燃烧。结合壁面压力测量、高速摄影和数值模拟方法,分析点火及火焰传播过程发现:(1)在现有的注油方式下,回流区有利于点火,剪切层和凹槽后部是稳焰的主要区域;(2)点火成功后,影响凹槽稳焰的主要因素为燃料与氧化剂的浓度,剪切层内和凹槽后部持续卷吸氧化剂,因而能够维持稳定的燃烧;(3)凹槽下游注入的燃料发生燃烧造成流道一定程度壅塞,是提升燃烧室压力水平的重要原因,但该处的燃烧不能够稳定,引起燃烧室内压力的振荡,而导致该处不稳定燃烧的2个主要因素为变化的氧含量和较高的流速。     

氢/空气超声速燃烧研究

Ｈ２／Ａｉｒ在两种不同的燃烧室尺寸、七种燃烧喷注方式下进行了系统的超声速燃烧实验。实验空气的滞止温度在２０００Ｋ左右，滞止压力１～１．４ＭＰａ，总流量２ｋｇ／ｓ，燃烧室进口马赫数２．５，可以模拟飞行Ｍ数为７的超燃冲压发动机中的燃烧工况。新开发的一维超声速燃烧程序ＳＳＣ－１可以估算出燃烧室内的流场参数、燃烧效率和总压损失。计算结果与实验进行了比较，发现较好的一致。实验结果表明，利用垂直喷射，燃烧效率可以超过８０％，同时不引起严重的总压损失。由燃烧室壁面静压分布与燃烧效率的分析发现，燃烧室燃料注射位置应避免过于集中，宜分散按规律分布，使燃烧室静压分布尽量平直以获得高燃烧效率。     

三维平壁进气道的特性研究

介绍三维进气道和超声速燃烧冲压式喷气发动机 (SCRAMJET)模型一项实验研究的结果。Scramjet模型由进气道和燃烧室组成 ,此模型组件的设计是为了研究流动结构以获得进气道的特性 ,以及研究燃烧室和进气道、燃料 (氢及碳氢燃料 )点火和燃烧的相互影响。这些试验是在下吹式风洞(M =2 ～ 6,Reunit=( 8～ 54) × 1 0 6)和热射式风洞 (M =6及 7 2 ,Reunit =( 1 0 ～ 32 )× 1 0 6,Tt =1 50 0 ～ 2 50 0K)中进行的。     

超声速来流中的支板辅助喷注掺混特性研究

采用Reynolds-averaged Navier–Stokes（RANS）数值方法研究了马赫数2.95超声速横向来流中的支板辅助燃料喷注掺混特性。在射流与横向来流动量比7.7工况下进行了数值模拟,并与无支板的普通壁面喷注工况进行对比。研究结果表明:产生于支板前缘的诱导激波被观测到汇聚于分离激波,在支板辅助喷注工况下,反转旋涡对（CVP）结构更多,边界层内燃料扩散速度更快、射流穿透更深,最终体现为在未增大流动压力损失的前提下,支板极大地提升了燃料混合效率。此外,还阐述了支板对燃料–空气混合增强的作用机理。     

乙烯燃料超燃冲压发动机燃烧过程研究

在来流马赫数2.0的直连式燃烧设备上,研究了氢气引燃条件下带凹腔的超燃冲压发动机燃烧室内,从氢点火到氢与乙烯混合燃烧,再到乙烯单独燃烧的全过程的燃烧流动特性,通过纹影、火焰自发光、CH自发光以及OH-PLIF等手段瞬时同步研究了流场结构和火焰发展。先锋氢与乙烯的当量比分别约为0.33和0.10。整个燃烧过程分6个阶段,第一阶段为先锋氢注入之前的无反应流动,试验测定振荡频率约为400 Hz。第二阶段用于揭示先锋氢被点燃之前的流动特性,由于先锋氢的注入而产生的激波在下壁面反射并与凹腔内的激波相互作用,导致监测点压力增大。第三阶段描述了先锋氢的燃烧过程,从点火、火焰稳定直到壁面压力稳定,历时约26.0 ms。在0.1 ms内先锋氢点火对燃烧流场及流动结构产生重大影响,试验测量先锋氢燃烧产生的激波串的运动速度约为20 m/s,先锋氢稳焰模式为凹腔回流区稳定燃烧。第四阶段为氢气和乙烯混合燃烧,此阶段燃烧变得更加剧烈,激波串被推入隔离段内,以至于超出了观测范围,该阶段乙烯稳焰模式为剪切层稳定燃烧。第五阶段为乙烯的燃烧流动,当先锋氢停止喷注后,乙烯火焰在凹腔内的位置由上游向下游移动。最后一个阶段是乙烯单独燃烧直到火焰熄灭。初步分析表明,乙烯燃烧的CH自发光图片能定性研究其燃烧效率。     

燃烧室构型对超燃冲压发动机性能影响研究

对 8种进口M数为 2 .5的超燃冲压发动机模型燃烧室在各种驻点条件和燃料总体当量比下进行了实验 ,燃烧室构型、燃料壁面注射、支板注射、凹腔火焰稳定结构对发动机的性能影响进行了研究。一维简化模型进一步提出用于数据处理与分析 ,计算与实验结果基本上一致 ,对影响燃烧效率与总压损失的各因素进行了讨论。     

双燃烧室中煤油超燃试验研究

对双燃烧室中煤油超燃进行了试验研究。试验采用亚燃燃烧室产生的高温富油燃气在超燃燃烧室的超声速主气流中补燃的方案实现了煤油超燃过程 ,研究了在不同超声速主气流总温状态下高温富油燃气的当量比对超声速燃烧效率的影响 ;分析了超燃燃烧室中的总压恢复特性     

高超声速脉冲风洞中带燃料的超燃冲压发动机模型试验

给出了在ITAM最近投入使用的高超声速脉冲绝热压缩风洞AT-303中进行超燃冲压发动机模型实验的结果.实验马赫数M∞≈8,运行时间τ=50~60 ms,雷诺数范围Re1∞=2.7×106~4.0×107,模型表面的边界层自然转捩.在实验中,模型中有燃料供给:把气态氢以超过化学量比率的空气燃料因子注入到燃烧室.提供了足以发生氢燃料自点燃的流动条件.测量了沿进气道楔型压缩面和整个发动机通道上的纵向压力和热流分布.所获数据与同一模型在热射流风洞IT-302M(实验马赫数M∞≈6,8,运行时间τ=100~120 ms,雷诺数范围Re1∞=(1.3~1.8)×106,进气道压缩面和侧压缩面进行了边界层转捩).结果表明:实验模型发动机在两座风洞中进行实验所获得的流态类型相同.发动机刚刚启动时,在进气道入口及其下游的发动机通道内形成超声速流.注入氢后,首先在燃烧室内形成平均流速是超声速的燃烧流动.之后,在燃烧室出口出现热拥塞现象、在进气道扩压段产生伪激波流态.在两座风洞中进行了进气道和发动机通道的流动特征试验,获得了令人满意的结果.     

燃料液滴在超临界环境中蒸发和燃烧的研究进展

随着高超声速飞行器的发展，未来高性能动力装置的燃烧室温度和压力将越来越高，当燃烧环境达到超临界时，液态燃料的蒸发和燃烧过程将涉及高梯度传热传质和临界相变等复杂因素，使得雾化、蒸发和燃烧规律发生改变。本文对燃料液滴在超临界环境中蒸发和燃烧的相关研究进行了综述，总结了已有的重要研究成果，阐述了研究中急需解决的关键问题，为后续深入研究提供参考。     

不同进口马赫数下超声速燃烧流场特性研究

对有无楔板超燃冲压发动机模型内横向氢气喷流超声速燃烧流场进行了数值模拟,分析了进口马赫数对超声速燃烧流场特性及特征参数分布的影响特性。采用有限体积法求解多组元Navier-Stokes(N-S)方程,对不同进口马赫数下的燃烧流场进行了数值模拟,细致对比了流场激波结构、喷流穿透深度、燃烧阵面,燃烧效率及总压恢复系数等参数随进口条件的变化特征。结果表明:无论是否存在楔板结构,喷口后流场压强均随着进口马赫数的增加而减小,并且随进口马赫数的增加,氢气喷流穿透深度减小,楔板对喷流穿透深度基本无影响。较无楔板结构而言,设置楔板结构可以缓解燃烧室内流场对马赫数变化的敏感度,使燃烧更为稳定。在同一进口马赫数条件下,楔板布局有明显的促燃作用及激波点火效果,在一定程度上可增加此类发动机工作的马赫数范围,但以总压恢复系数略微降低为代价。     

一种研究煤油超燃的新方案

为了强化煤油超燃性能 ,提出了一种采用双凹槽和预燃室结构 ,利用从预燃室喷出的高温燃气去引燃从凹槽内喷出的煤油 ,实现煤油超燃过程的具有广泛应用前景的超燃新方案。试验是在空气流量 1 .2kg/s左右的地面连管试验台上进行的。试验结果显示 ,超燃点火可靠 ,火焰稳定 ,超燃效率可达 0 .8以上。     

不同飞行工况下双模态发动机流动及燃烧特性

为研究煤油燃料矩形截面双模态超燃冲压发动机在不同飞行工况下的流动及燃烧特征,在通过直连式试验验证计算方法的准确性后,对6个不同马赫数及当量比工况进行了三维定常数值模拟,得出了发动机壁面压力、一维质量平均马赫数沿流向的分布规律,分析了各工况下流场中波系结构、释热变化率等特征。研究结果表明:不同工况下发动机明显工作于两类不同的燃烧模态。当发动机处于预燃激波串前传至注油位以前的亚燃模态时,凹槽段波系相对较弱;随着激波串的前移,隔离段中形成明显的分离旋涡结构将燃料卷至上游,部分燃烧在注油位之前已完成;在燃烧室内,分离主要发生于凹槽内部,燃烧释热集中于第一凹槽头部。当发动机处于激波串未前传的超燃模态时,凹槽段波系相对更强,流动参数波动更大,燃烧在注油位以后进行,燃烧室内分离旋涡在流向跨度大,形成从第一凹槽前缘至第二凹槽处的连续流动分离;分离旋涡有助于燃烧向下游传播,因此释热沿流向分布更均匀、更分散。在过渡段诱导流动分离,促使燃烧室内形成大流向跨度的分离旋涡可能有助于燃烧向下游传播,实现分布式释热,避免释热过于集中导致激波串前传。     

双旋流燃烧室两相喷雾试验和数值研究

采用粒子场脉冲激光全息技术对航空发动机燃烧室中的雾化场进行了测量，得到了燃烧室中燃油液滴直径的空间分布，从而对燃烧室中的雾化过程进行了研究。自主开发完成了适用于航空发动机燃烧室的三维两相数值计算平台，建立了首次雾化模型和二次雾化模型。基于LISA模型和KH-RT模型，对燃烧室中的首次雾化过程和二次雾化过程进行了数值模拟，得到了燃烧室中液雾的空间分布。通过将计算结果与试验结果进行对比，显示开发完成的雾化模型能很好的模拟高温高压，强旋流条件下航空发动机燃烧室的整个喷雾雾化过程。