煤油/空气三管气动阀式脉冲爆震发动机

 在煤油/空气单管气动阀式脉冲爆震发动机(PDE)研究基础上,建立了煤油/空气三管气动阀式PDE实验系统。在进气加温的条件下,以煤油为燃料,低污染空气为氧化剂,在内径为100 mm、长为2 000 mm的3个爆震管组成的三管气动阀式PDE中进行了多循环爆震实验,成功实现总工作频率30 Hz情况下,保证三管正常时序工作,在每个爆震管中均获得稳定发展的Chapman Jouguet(CJ)爆震波,研究了共用进气道对爆震室充填混气的影响和不同工作频率下三管气动阀式PDE的爆震波压力特性。研究结果为进一步研究多管PDE提供了基础,为探索脉冲爆震 涡扇组合发动机(PDTE)的可行性提供了初步的理论依据。     

共用尾喷管多管脉冲爆震发动机数值模拟研究

采用基元反应模型和显式迎风TVD差分格式数值模拟方法,研究共用尾喷管多管脉冲爆震发动机(Pulse Detonation Engine,简称PDE)各爆震管之间相互影响.采用点隐算法解决化学反应引起的刚性问题,模拟了共用尾喷管内的流场,以及爆震波退化为激波遇到尾喷管收敛斜面反射及反射波向爆震管上游传播的过程.研究结果为多管PDE的共用尾喷管设计提供了理论基础.     

六管气动阀PDE协调工作研究

为了得到六管气动阀脉冲爆震发动机(PDE)的协调工作,在共用进气道条件下,主要采用离子探针技术进行了试验研究,同时对爆震波激波后燃烧波的传播速度进行了定量测量,并用压力传感器进行了试验验证.研究结果表明:在单管频率f＝30Hz(总频率f＝90Hz)时,六管PDE能够协调、稳定的工作;采用局部蒸发器改善燃油蒸发后,爆震管...     

煤油/空气三管脉冲爆震发动机共用尾喷管研究

探索脉冲爆震-涡扇组合发动机的可行性,建立了煤油/空气三管气动阀式脉冲爆震发动机PDE试验系统,设计、加工了收敛型尾喷管和收敛-扩张型尾喷管,在三个内径100mm,长2000mm的爆震管内获得了充分发展的爆震波,成功实现总工作频率30Hz稳定时序工作,研究了三管PDE各爆震管之间爆震燃烧特性的相互影响规律.三管PDE安装共用尾喷管能够提高爆震室内压力,提高三管PDE的工作性能.研究结果为研制多管脉冲爆震发动机原理样机提供了理论依据.      

双管脉冲爆震火箭发动机实验研究

为研究双管脉冲爆震火箭发动机共同工作的协同性,以航空煤油和氧气作为燃料和氧化剂,基于双管脉冲爆震火箭发动机系统进行了单管单独工作与双管同时工作的实验,工作频率范围为5～25Hz,对压力和推力的测量结果表明,双管同时工作对单管稳定工作几乎不会产生影响;推力测量数据显示,相同工况下,双管同时工作产生的推力与两单管单独工作产生的推力之和基本相等,无论单管还是双管,在5～15Hz频率范围内,平均推力基本上线性增加,在15～25Hz频率范围内,平均推力增加逐渐趋缓。     

有、无障碍物爆震管起爆过程的CE/SE模拟

用时空守恒元和解元(CE/SE)法模拟有无障碍物情况下爆震管二维爆震波的形成和传播过程,分析爆震波的不同机理,研究在较低能量下,点火区温度、爆震管管径以及障碍物对爆燃-爆震转捩过程(DDT)的影响.控制方程采取无量纲形式,用拓展的隐式梯形法实现刚性源项积分.研究表明,点火能量与点火压力相关,在较低的点火能量下,可以通过提高点火温度、减小爆震管径及加入障碍物加强爆震过程,减小爆燃-爆震转捩过程DDT时间和距离.为研究爆震波点火和DDT过程提供了理论依据.      

脉冲爆震发动机多循环工作过程仿真及性能分析

针对脉冲爆震发动机零维性能模型的局限性,建立了火箭式脉冲爆震发动机(PDRE)多循环工作过程的一维非稳态仿真性能模型,仿真模型能够捕获PDRE的非定常的工作特征,可研究各种调节参数对PDRE性能的影响,通过模拟计算直管PDRE和带收敛扩张喷管PDRE在多循环工作过程中的压力分布及其性能参数,可以看到,由于循环过程之间的耦合性,使得多循环脉冲爆震发动机(PDE)的内部流场与单循环PDE有很大的不同;同时,同样进气条件下,PDRE要比常规火箭发动机有优势,对其工作频率和隔离气体使用量是有要求的。     

球形点火腔对脉冲爆震DDT过程影响的数值研究

为了减小脉冲爆震发动机PDE（pulse detonation engine）单次循环时间，缩短爆燃向爆震转变DDT（deflagration to detonation transition）距离是关键.为此，提出了一种在头部添加球形点火腔的新型爆震管道结构设计方案，并采用丙烷和空气为可爆混合物，通过对新型爆震管DDT过程的二维数值模拟，研究其对DDT距离以及DDT时间的影响.数值模拟结果表明，头部采用球形点火腔后，点火腔中的压缩波经过多次反射后，能够在爆震管中更快地促使爆震波形成，DDT距离大大缩短；当球形点火腔直径为1.5倍等直爆震管直径时，相对于常规等直管爆震管结构，其DDT距离和过程时间分别减少了14%和16.26%.      

无阀两相脉冲爆震发动机循环过程实验分析

在无阀式以汽油为燃料,空气为氧化剂的脉冲爆震发动机(PDE)模型机上进行了低点火能量多循环实验研究,分析了无阀两相脉冲爆震发动机多循环工作过程。模型机热态试验提供了10~66 Hz爆震循环特征时间分配和爆震管内不同位置压力的变化过程。由于在两相系统中存在较长的点火延迟时间和DDT时间,发现无阀PDE存在较长的点火后填充时间。通过对两相爆震波的形成过程和排出过程的实验研究和分析,以及点火后填充时间,提出了新的无阀PDE特征时间分布。不同频率实验结果表明,从火花塞放电到下一个循环新鲜混合气开始填充这段时间基本不变,称之为极限周期。在该模型中,点火延迟时间和DDT时间占据了极限周期时间的大部分时间,进一步分析了提高循环频率的关键因素。     

基于动网格的脉冲爆震发动机性能研究

为了获得以工程应用为背景的脉冲爆震发动机(PDE)模型可靠的性能评估方法,应用数值模拟与经验数据相结合的方法计算了某多管旋转阀PDE的性能。结果显示:采用动网格技术可以获得冷态填充过程中发动机的充填系数;结合煤油爆震的数据得到所设计的六管旋转阀PDE的平均净推力为827.8N。该方法融合了CFD计算和试验数据,为今后PDE性能估算提供了很好的参考。     

引射器喉部面积比对脉冲爆震发动机性能的影响

以氢气和氧气混合物为例,采用数值计算方法,通过对加装收敛扩张型引射器的脉冲爆震发动机性能进行数值模拟,获得了不同引射器喉部面积比对脉冲爆震发动机性能的影响规律。计算结果表明：引射器喉部面积比越小时,冲量增推比越大;而引射2次流率却随面积比的减小而减小。     

二元保形非对称膨胀喷管流场特性研究

利用数值模拟方法对一种与无人飞行器后体一体化设计的二元保形大宽高比非对称膨胀喷管在地面状态的流场特性进行了研究,获得了尾喷管推力性能和三维流动特征随落压比的变化趋势。结果表明：虽然二元保形非对称膨胀喷管沿横向存在非等强度膨胀,但在研究范围内最佳落压比仍主要取决于上方短膨胀面结束位置面积与喉道面积之比;沿横向不等强度膨胀诱发的二次流及旋涡流动能够增强环境冷流与喷流之间的掺混;在研究的落压比范围内,随着落压比的增加喷管的推力性能变化很缓慢。     

轴对称喷管喉道面积射流控制数值模拟研究

利用数值模拟方法,针对轴对称喷管,研究了喉道注气对喷管流动的影响。在此基础上,研究了注气流量、注气角度、喷管扩张角等对喷管流动和内特性的影响。数值模拟结果表明,喉道注气可以显著减小喷管流量,改变喷管有效喉道面积;喉道注气使喷管实际膨胀比增大,产生过膨胀损失,使推力性能降低;注气流量比较大时,喉道注气可以形成开放的回流区,使喷管实际的膨胀比减小,提高了喷管的推力性能。     

共用喷管多管爆震发动机工作过程数值模拟

为研究共用喷管多爆震管间爆震流场的相互作用,利用CFD商业软件,选用通用有限速率模型,以氢气和氧气混合物为例,对不同喷管喉部面积和不同爆震管数的共用喷管多管爆震发动机工作过程进行了数值模拟,并对其性能进行了比较与分析。计算结果表明,喷管喉部面积和爆震管数目对爆震管间的相互影响产生很大影响,模拟结果可为多爆震管脉冲爆震发动机的设计提供理论基础。     

轴对称矢量喷管有效喉道调节方法

基于三维雷诺平均Navier-Stokes方程对轴对称矢量喷管内流场进行了数值模拟,分析了不同落压比下轴对称矢量喷管有效喉道及流量系数随矢量偏转角的变化规律.研究发现:矢量偏转角超过一定值时,轴对称矢量喷管有效喉道位置发生倾斜,有效喉道面积减小,流量系数降低,矢量偏转角越大落压比越低,流量系数降低幅度越大.根据研究结果提出了一种针对矢量偏转状态的轴对称矢量喷管有效喉道调节方法,方法以落压比和矢量偏转角为输入参数,考虑了轴对称矢量喷管几何喉道面积调节前后流量系数的变化.该调节方法能够为发动机控制系统提供更精准的输入,提高控制精度,矢量偏转前后流量相差不超过0.4%,调节时间缩短至少10%,可为推力矢量发动机工作状态调节提供参考.      

水下爆轰燃气泡形态与激波传播过程研究*(爆震专刊)

针对脉冲爆轰发动机在水下工作过程中形成的燃气射流问题,搭建了水下爆轰燃气实验系统,研究了第一个爆轰循环在水下的燃气泡发展变化过程。建立了基于气液两相双流体模型的脉冲爆轰发动机水下喷射模型,采用时-空守恒元和求解元方法,模拟了爆轰波退化为激波在水中的传播及衰减过程。研究结果表明：燃气泡前期受外界水环境阻滞作用呈现“豌豆状”形态,充分发展阶段气液交界面逐渐失稳,在达到最大尺寸后开始收缩并在中心轴线位置出现凸出的射流；水下爆轰燃气射流发展过程中同时存在脱离燃气泡的水中前导激波和管口燃气泡内的高压区两部分,水中前导激波在传播过程中压力迅速衰减至常压量级,而管口燃气泡内则一直保持较高压力；中心轴线区域气液交界面处反射激波的回传使管口附近出现回击现象,并导致前导激波波阵面上压力峰值逐渐出现在30°方向上。     

Flow response hysteresis of throat regulation process of a two-dimensional mixed-compression supersonic inlet

The variable geometry supersonic inlet tends to decrease the throat area to reduce the Mach number upstream of the terminal shock, so as to reduce the flow loss. However, excessive Internal Contraction Ratio(ICR) exposes the inlet to a greater risk of unstart, which inevitably results in a process of increasing the throat area to aid the inlet restart. In the above throat regulation process, the inlet undergoes the start, unstart, and restart states in turn. In order to reveal the flow structure...     

跨声速扩压器设计及性能分析

对一种用于涡轮基组合发动机的扩压器进行了型面设计和性能分析.该扩压器进口与二维超声速进气道出口相连.设计过程中,将扩压器分为进口段、二维扩压段和出口等截面段,采用几何方法设计,并采用CFD数值模拟方法计算了扩压器流场,从设计和计算结果可以看出,扩压器出口总压和马赫数分布随着出口等截面段长度的增加而变得均匀,出口静压提高使得位于二维扩压段的正激波前移,在设计要求的反压范围内,正激波一直处于喉部之后,符合扩压器的设计要求.最后本文分析了采用"中襟翼"法控制流动分离并提高扩压器性能的方法.     

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.      

一种CARET进气道喉部附面层抽吸数值研究

以一种CARET(后掠双斜切双压缩面)进气道为研究对象,设计喉道附面层抽吸槽以控制流动分离。采用CFD数值计算软件对进气道在设计点工况下（马赫数为2.0)下内、外流场进行计算,以总压恢复系数和进气道出口总压畸变为评价指标分析不同抽吸方案的效果。结果表明:喉道附面层抽吸能够稳定结尾正激波,削弱激波/附面层干扰,抑制流动分离,显著改善流场,提高总压恢复系数,减小出口畸变;喉道段抽吸槽位置靠前能够明显降低出口畸变;随着抽吸量的增大,附面层抽吸对进气道内特性性能提升的贡献越来越小。