双支板超燃燃烧室变当量比喷注试验研究

为研究超燃冲压发动机分级喷注的性能特点,基于双支板燃烧室开展变当量比喷注下的燃烧现象、释热规律以及发动机内推力性能试验研究。燃烧室入口马赫数2,总温1436K。煤油流量的调节速率分别为11.97g/s~2和35.90g/s~2。不同当量比调节速率的试验表明,当量比调节速率不影响试验结果。随着上游当量比的减小,上游火焰由充满支板尾部逐渐转变为在剪切层附近分叉。试验中发现,燃烧室存在两种稳定的燃烧状态:上游燃烧状态和下游燃烧状态。上游燃烧状态下,上游当量比相同而下游当量比不同时,燃烧室内推力差别不显著;下游燃烧状态下,增加上游喷注会提高燃烧室性能。上游燃烧状态变化到下游燃烧状态的上游当量比为0.19。在相同总当量比下,上游多分配当量比获得的上游燃烧状态可使内推力增加。     

多凹腔双模态冲压发动机燃料喷注方案试验研究

为了更深入地了解和掌握多凹腔双模态冲压发动机的燃料喷注方案对燃烧室流场结构和工作性能的影响,开展了模拟飞行马赫数4.5~5.0及总温1048~1231K范围内变化的多凹腔双模态冲压发动机地面直连试验。通过试验,得到了不同喷注当量比、喷注位置或喷注级数条件下稳定的壁面压力分布和出口总压数据,并采用一维冲量分析程序对试验数据进行了详细处理和分析。结果表明:提高喷注当量比能有效地提高发动机的推力,但燃烧效率和发动机比冲会降低;将燃料喷注位置提前能使发动机的燃烧效率和推力分别提高5.6%和4.4%;燃料的分配方案对燃烧室的流场结构有明显影响,热力喉道的位置随燃料更集中地在下凹腔喷注而更靠下游,且要形成该热力喉道则需加入更多热量;采用上下游的两级喷注能形成较宽范围的亚声速区,有利于燃料的燃烧释热,可使燃烧室效率和发动机推力分别提高10.4%和10.8%。     

不同台阶高度下固体燃料超燃冲压发动机燃烧室初始型面变化规律

为了获得固体燃料超燃冲压发动机燃烧室初始型面和研究不同台阶高度下的初始型面的变化规律,将固体燃料燃面退移速率模型耦合到准一维流动方程中,发展了一种计算固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的准一维数值计算方法。利用该方法,将燃空比和流场马赫数作为燃烧室性能的优化参数,得出了不同台阶高度下满足优化目标的燃烧室型面。根据所得的优化型面,归纳了型面参数随着台阶高度的变化规律。结果表明,随着台阶高度的增大,燃烧室的整体长度增大,等直段的长度增大,扩张段的扩张比减小,扩张段的长度减小。      

基于气动斜坡/燃气发生器的超燃燃烧室实验

为探索超燃冲压发动机燃烧室中的新的火焰稳定技术,提出了一种新型被动式燃料掺混增强技术—气动斜坡与燃气发生器组合燃料喷注技术,并在北航直联式超燃试验台对这种新型组合喷注器开展了超声速燃烧的试验研究。在模拟飞行马赫数5(燃烧室入口Ma=2),进行了冷流试验,获得了喷注器附近流场的纹影图像。本文设计了4种气动斜坡喷注单元,以乙烯为燃料,在约1kg/s试验气流中开展了多级喷注单元组合的超声速燃烧试验,在当量比0.78～1.22范围内实现了稳定的燃烧,经冲量分析法计算得到不同组合结构的燃烧效率为0.54～0.72。试验结果验证了这种新方案作为超然冲压发动机火焰稳定装置的可行性。     

超声速燃烧室煤油多点喷注实验研究

为了解决超声速燃烧室内局部煤油当量油气比过高造成的点火及稳定燃烧困难，在Ma=5，总当量油气比接近的条件下，研究了不同煤油喷注位置相互匹配方法对发动机点火性能和推力性能的影响。研究结果表明:多个油位匹配喷注，有利于煤油点火及燃烧，发动机推力性能更好。“值班火焰”引燃煤油时，其余煤油由更多位置喷注且单个位置当量油气比更低时更容易点火燃烧。“值班火焰”的当量油气比由0.51增加到0.55时，煤油燃烧性能变差，比冲降低46N·s/kg；当量油气比均为0.51时，其余煤油由三个位置喷注比两个位置喷注时比冲增加66N·s/kg。同一截面内上部壁面喷注结合下部支杆喷注，可以优化煤油在燃烧室高度方向上的分布，获得更好的发动机性能。上游位置喷注对煤油的预混作用不明显，煤油未燃烧会造成“值班火焰”当量油气比升高，导致发动机点火性能和推力性能变差。     

固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响因素研究

为了获得以飞行马赫数5.5巡航工作的固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响因素,开展了地面直连实验和数值模拟研究。利用数值手段研究了固体燃气喷注方式、扰流装置的形式以及燃烧室扩张比等因素对燃烧室性能的影响规律,获得了高燃烧效率(≥90%)的垂直喷注式发动机燃烧室构型。研究表明：1)垂直喷注方式能增强富燃燃气与空气的掺混效果,颗粒相的燃烧效率较中心支板式双火箭燃烧室构型提高了25%;2)对比不同级数的扰流装置对发动机性能影响,同时考虑扰流装置热防护问题和发动机结构复杂程度,双级扰流装置的扰流形式增强效果较优,颗粒相的燃烧效率较单级扰流装置的燃烧室构型方案提高了26%;3)对比不同燃烧室扩张比对发动机性能影响,扩张比1.6的燃烧室构型方案颗粒相的燃烧效率为95%。综上所述,本文优化得到了垂直喷注方式、双级扰流装置以及燃烧室扩张比为1.6的高燃烧效率的发动机燃烧室构型。     

基于支板凹腔结构的超燃燃烧室数值研究

为探究基于支板凹腔结构的超燃燃烧室性能,在超声速来流条件下,采用带中心支板且凹腔长高比为7.5的三维超燃燃烧室模型,针对支板阻塞比、扩张段扩张角、不同燃料喷射方式以及不同燃料当量比对燃烧室相关性能的影响进行了数值研究。研究发现:支板阻塞比会对隔离段内的激波分布以及支板后缘速度分布产生明显影响,而扩张段扩张角会影响超声气流在燃烧室出口的膨胀状态;采用壁面以及中心喷注支板同时喷油方式在保持高燃烧效率的同时会扩大整个燃烧室的燃烧区域;当采用单独壁面喷油方式时,凹腔内静温分布会随着当量比的变化发生相应的改变,同时会在当量比为0.51~0.74时达到相对较高的燃烧效率。     

基于气化煤油喷注的RBCC燃烧室亚燃模态燃烧组织研究

针对RBCC发动机亚燃模态进行主动冷却的情况下,煤油发生气化后喷入燃烧室的燃烧组织开展研究。在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭高温射流作为引导火焰可以实现支板喷注二次燃料的可靠点火和稳定燃烧,当煤油喷注前加热到气化/超临界态时,燃烧室最高压力相比于室温液态煤油提高约10%左右。当关闭一次火箭后,利用凹腔成功实现火焰稳定,而使用室温液态煤油喷注时,凹腔内无法实现火焰稳定。通过数值模拟获得了不同喷注方案的燃烧室燃烧流场特征和燃烧组织过程,为进一步优化燃烧室的性能提供依据。结果分析表明通过合理布置燃料支板喷注位置,由燃料支板下游集中的燃料热释放使得气流在扩张燃烧室构型中实现"热力壅塞",通过燃料分配实现燃烧室内合理的燃烧释热分布,使RBCC发动机亚燃模态完成高效燃烧组织。     

基于气动斜坡的超燃冲压发动机双燃烧室方案研究

为提高超燃冲压发动机工作稳定性,提出了基于气动斜坡的超声速燃烧冲压发动机双燃烧室方案,该方案属于高超声速飞行器动力装置新方案。超燃主燃烧室采用基于气动斜坡的燃料喷注方式,并以小型燃气发生器作为亚燃燃烧室布置于气动斜坡喷嘴下游。超声速来流空气经进气道分流,96%左右进入超燃主燃烧室,4%左右经燃料电池驱动的离心式压气机增压后进入亚燃燃烧室。亚燃燃烧室在富油工况下工作,其出口布置在超燃主燃烧室气动斜坡喷注模块的下游(距气动斜坡第1排喷孔10倍喷孔直径处),此模块在主燃烧室中高效、低损失地形成流向涡。亚燃燃烧室喷流位于流向涡之后,起到点火、增强掺混和稳定火焰的作用。在直连式试验台上进行了该方案燃烧室部分的燃烧试验,结果表明:该方案成功实现了碳氢燃料大当量比范围内的稳定燃烧,以燃料比冲为评判标准,初步证明了该方案的可行性。     

自点火氢燃料超燃火焰形成与传播过程数值模拟及分析

针对氢燃料超燃冲压发动机燃烧室内的燃烧细节,采用数值方法研究了喷注初期不同喷注位置及当量比下超燃燃烧室氢燃料自点火火焰形成与传播过程,结合OH、HO2自由基与温度分布分析了点火燃烧过程的火焰精细流场结构。结果表明：凹腔下游喷孔距凹腔后缘较近时,若喷注压力超过2 MPa,会发生下游火焰通过回流区卷入凹腔的现象;凹腔内喷注会在凹腔剪切层前沿形成稳定反应面,造成反应区分离;喷注压力相同时,上游布置喷孔燃烧室出口氧耗率更高,总压恢复系数降低,而在喷注位置相同时,随喷注压力的升高,燃烧室出口氧耗率提高,总压恢复系数降低;喷注当量比不同会影响火焰的稳定位置与结构,在当量比较低时氢气燃烧主要发生在凹腔、剪切层及燃烧室下游,在当量比较高时则发生在燃烧室下游。     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

超燃冲压发动机内流性能的一维评估

在准一维Eu ler方程的基础上,通过增加反映面积变化、摩擦、添质和化学反应放热的源项,发展了超燃冲压发动机推进流道计算的一维软件,可以在很短的时间内提供发动机的推力和摩擦力,同时给出发动机参数沿轴向的变化和出口值。通过日本国家航空与航天实验室(NAL)的双模态模型氢反应流场计算验证了软件的可靠性后,针对煤油发动机,分析了隔离段和燃烧室扩张角、燃料喷射位置与方式、化学反应放热项的两种不同求解方法、隔离段高度对燃烧室性能的影响,为飞行器设计配备了能稳定激波且性能较好的发动机构型。     

燃烧室构型对固体燃料超燃冲压发动机自点火的影响

数值研究了PMMA（聚甲基丙烯酸甲酯）在带凹腔的固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中的瞬态自点火机理以及燃烧室构型对自点火的影响.基于求解非定常二维轴对称RANS（Reynolds-averaged Navier-Stokes）方程建立数值模型,湍流模型采用SST（shear stress transport） k-ω模型,燃烧模型采用有限速率/涡耗散模型.结果表明:反应物在凹腔提供停留时间内,产生的化学反应热能够持续积累并提高,使得反应气体达到点火温度时,燃烧室能够实现自点火.凹腔长度、凹腔直径、收敛角和平直段直径是燃烧室构型中影响自点火的主要因素.并提出了一种阶梯式凹腔构型,用于增强自点火性能.      

超燃冲压发动机燃烧室的燃烧特性

以一种低内阻光滑通道煤油超燃冲压发动机燃烧室为应用背景,采用有限差分法对燃烧室超声速流场进行了数值模拟.对流项采用3阶WENO（weighted essentially non-oscillatory）格式,湍流模型为SST（shear stress transport） k-ω模型,煤油（C₁₂H₂₃）/空气反应模型采用单步化学动力学模型.将燃烧室中沿侧壁的壁面静压的计算结果与实验结果进行了对比,结果符合良好,说明该算法适用于煤油超燃燃烧室计算. 研究了燃烧室来流静温、燃料/空气当量比和射流位置对煤油超声速流动与燃烧的影响.计算结果表明:燃烧集中在安装喷嘴一侧的壁面边界层附近,点火位置对当地静温非常敏感.随着来流静温降低、燃料/空气当量比减小和燃烧室扩张角增大,燃烧效率降低,燃烧性能下降,点火位置逐渐向燃烧室出口移动,燃烧放热形成的激波串结构消失.在燃烧室上、下壁面交错布置燃料喷嘴有利于提高燃烧效率.基于此,初步获得了光滑通道燃烧室内煤油点火燃烧的临界条件.      

带凹腔火焰稳定器的固体火箭超燃冲压发动机燃烧室试验研究

以含硼贫氧固体推进剂为燃料,对带凹腔火焰稳定器的固体火箭超燃冲压发动机燃烧室构型首次开展了地面直连试验研究。试验模拟了23km,5.5Ma的飞行工况,通过测量压强、推力和流量等参数,得出了燃烧室性能。试验结果表明：一次富燃燃气在燃气发生器喉部沉积导致燃气流量持续提高,试验过程中当量比由0.44逐渐增加至0.54;本文所研究的凹腔稳焰结构提高了富燃燃气中气相可燃组分的燃烧效率,但对于凝相颗粒燃烧的促进效果不明显;试验工况下发动机总燃烧效率约48%,高空比冲约为423s,高于文献中所报道的中心支板喷射稳焰的固体火箭超燃冲压发动机试验比冲性能。     

碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室控制试验

设计了超燃冲压发动机燃烧室控制回路,采用基于可调气蚀文氏管的燃料流量调节系统动态调节燃料流量,根据反馈的推力和隔离段压强等测量数据进行燃烧室推力增益控制和燃烧室-隔离段干扰控制,并在直连式超燃冲压发动机试验系统上进行了推力单水平控制试验和推力多水平/燃烧室-隔离段交互控制试验.试验表明:燃料流量调节系统工作稳定,文氏管按指令行程作动,流量调节过程清晰;测量推力随流量变化基本上同步变化;对目标推力增益和燃烧室-隔离段交互的控制有效,并为进一步深入研究超燃冲压发动机燃烧室控制问题奠定了基础.      

液体碳氢燃料超燃冲压发动机支板凹槽稳焰技术试验

液态碳氢燃料点火、稳焰技术是超燃冲压发动机的关键技术之一,是发动机获得推力性能的先决条件。采用直连试验手段,对支板凹槽组合稳焰技术进行了研究,比较了不同燃料喷注方式和不同支板凹槽组合方式对点火、稳定燃烧的影响。结果表明支板喷射与支板凹槽组合稳焰的燃烧组织方式,可以实现在低飞行马赫数范围（Ma0=4～5）液体碳氢燃料的可靠点火与稳定燃烧,并获得较好的燃烧性能。     

释热分布对超燃冲压发动机性能的影响及优化

为了改进燃烧室、尾喷管的设计和优化燃料在燃烧室内的释热方案,建立了广义一维流动/释热分析方法,对超燃冲压模型发动机的主要性能参数进行了研究。通过与单凹腔模型发动机实验结果的对比,着重分析了燃料在燃烧室内不同的释热分布对模型发动机推力性能的影响,同时采用模拟退火优化算法对发动机燃烧室内释热分布和内流道作了优化,结果表明,在燃烧室内采用多阶段分散释热方案对模型发动机推力性能有较大的提高。     

超燃冲压发动机燃烧室新型热结构的优化设计

为了探寻超燃冲压发动机工程设计的方法,解决超燃冲压发动机燃烧室严峻的热防护问题,设计了一种基于碳化硅陶瓷基复合材料的复合结构形式的主动冷却结构方案;建立了超燃冲压发动机燃烧室热结构设计模型和燃烧室惰性质量估算模型;基于遗传算法,以热结构各层厚度、槽宽、肋宽和肋高为待优化参数,进行了单目标和多目标优化设计。以燃烧室惰性质量最小为目标进行优化设计后,惰性质量减少了21.7%,得到最小惰性质量下的热结构尺寸;以惰性质量最小、冷却液流量系数最低为目标进行优化设计后,得到了Pareto最优前沿及对应的热结构尺寸。     

燃料引射方式对超燃冲压燃烧室混合及燃烧效率的影响

应用含组分守恒方程的质量平均Navier Stokes方程和B L代数湍流模型,数值模拟了后台阶构型燃烧室在采用台阶上游支板引射和壁面垂直引射燃料时的内部流场。在计算过程中,对方程的对流项采用空间为二阶精度的TVD格式,扩散项则采用二阶中心差分离散。通过流场计算,对比研究了引射方式对燃料混合性能的影响。结果表明,台阶上游的支板在燃烧室的流场中产生了一对相对稳定的大尺度轴向旋涡,该旋涡不利于燃料的混合。采用壁面垂直引射时,在喷嘴下游的燃料流场中产生了小尺度轴向旋涡,该旋涡是提高燃料混合及燃烧效率的关键。