涡轮冲压组合发动机加力/冲压燃烧室流动及燃烧模拟

为了解加力/冲压燃烧室内流场分布特性,利用0维串联式涡轮冲压组合发动机(TBCC)性能计算程序得到发动机主要截面参数结果.基于计算流体力学(CFD)模拟方法,进行了小型涡轮冲压组合发动机在关加力模态、开加力模态、模态转换和冲压模态下加力/冲压燃烧室内部流动及燃烧模拟,分析了单环和双环火焰稳定器对加力/冲压燃烧室长度等方面的影响,通过对比可知:在同等长度下含有双环火焰稳定器的燃烧室出口温度更高.     

串联式涡轮冲压发动机加力/冲压燃烧室设计及流场计算

以串联式TBCC加力/冲压燃烧室为研究对象,提出包含一体化整流支板、加力内锥及长短交错的径向火焰稳定器组成的TBCC加力/冲压燃烧室方案。针对TBCC发动机加力/冲压燃烧室进行了数值模拟,获得该燃烧室在不同模态下的流场特性。计算结果显示,在涡轮工作状态和涡轮/冲压共同工作状态下,TBCC发动机加力/冲压燃烧室的总压恢复系数均在95%左右;在冲压工作状态下,其总压恢复系数在86%左右。可以满足在不同模态下加力/冲压燃烧室对总压恢复系数的要求。     

涡轮基组合循环冲压燃烧室点火特性试验研究

为了考察并联式涡轮基组合循环发动机在模态转换点进气道开启比例对冲压燃烧室点火性能的影响,设计管式蒸发式二元稳定器,测取模态转换点不同速度系数(进气道开启比例)时点火边界和稳定燃烧边界,并试验研究了安装相同类型稳定器的全环冲压燃烧室点火特性,通过计算稳定器稳定性系数和最小点火能量,分析冲压燃烧室在低压、低温、高速条件下的点火性能。研究结果表明:在模态转换点冲压燃烧室进气道开启比例对蒸发式稳定器点火性能影响较大,但选择合适的进气道开启比例蒸发式稳定器可以组织燃烧,冲压燃烧室在模态转换点可以成功起动。燃烧室内气流速度的增加导致稳定性系数减小和最小点火能量增加,使稳定器组织燃烧变得困难。     

串联式TBCC发动机模态转换模拟

为开展涡轮基组合循环(TBCC)发动机模态转换过程研究,基于某小型涡喷发动机,应用串联式TBCC发动机总体性能数值计算程序进行性能计算。根据沿飞行轨道TBCC发动机冲压涵道与涡轮发动机涵道气流混合过程中的参数变化规律,开展模态转换过程模拟。分析了不同等动压头、加力/冲压燃烧室进口马赫数、出口温度等主要参数对发动机性能的影响。根据小型串联式TBCC发动机模态转换过程和沿飞行轨道的发动机稳态特性模拟,确定了较为合理的模态转换区间,并得到了推力、耗油率等发动机性能参数。研究表明:不同动压头对应不同的模态转换马赫数,加力/冲压燃烧室进口马赫数和出口总温对模态转换马赫数并无影响。     

基于推力连续准则的小型涡轮冲压组合发动机模态转换过程分析

基于数值模拟方法开展了小型涡轮冲压组合发动机性能计算与匹配性分析.给出了详细的性能计算流程、设计点参数确定准则和模态转换过程参数计算方法.根据涡喷发动机压气机进口、涡轮出口的总静压参数沿飞行轨迹的变化规律,确定了涡轮模态向冲压模态转换的合理区间.根据冲压燃烧室进口参数和静压平衡等约束条件,确定了小型涡轮冲压组合发动机关键截面几何参数.分析了不同的流量调节阀开度对模态转换过程参数变化的影响.按照推力连续的准则,确定了模态转换过程流量调节阀开度随马赫数的变化规律.最后给出了沿飞行轨迹的涡轮冲压组合发动机推力、比冲和喷管喉道面积的变化.      

整体式液体冲压发动机

整体式冲压发动机是将固体助推火箭与巡航用液体燃料冲压发动机组合成为一个整体的新型动力装置,它是超声速、小体积、中远程导弹动力系统的最佳选择.整体式冲压发动机的出现将冲压发动机的应用推向一个新阶段,引起世界各国的广泛重视.近几年我国在整体式冲压发动机很多关键技术的研究上有所突破.液体冲压发动机和助推火箭共用一个燃烧室,使燃烧室中无法安装专门的机械式火焰稳定器和空气冷却衬筒,这为解决燃烧室的点火起动问题、振动问题及热防护问题带来了很大的困难.试验表明:冲压发动机的点火起动问题有多种解决方案,其中火焰稳定性准则的满足是点火起动的重要条件;燃烧室的进口流场,燃油浓度分布等对振动有很大的影响;计算表明,冲压发动机在飞行状态时,流经燃烧室壳体外表面的高速气流的冷却作用可大大降低燃烧室壳体的温度,在相同的冷却效果下,可降低对热防护层的要求.     

航空动力技术的研究热点及发展趋势

随着飞行平台对高推重比、高隐身、宽马赫动力技术需求的日趋紧迫,一些新的推进技术,如级间燃烧室、加力燃烧室火焰稳定器与涡轮后整流支板及带气膜冷却的加力内锥一体化设计、磁流体涡轮冲压组合发动机等可望为解决高推重比、高隐身、宽马赫动力技术需求提供新的思路和研究方向。国内应积极投入人力、物力开展一些前期基础和预先研究工作,以满足航空飞机器可持续发展的需求。     

一种引燃式组合火焰稳定器

本文介绍一种涡轮风扇发动机加力燃烧室引燃式组合火焰稳定器的设计与试验研究。带波纹槽的吸入式主稳定器和辐射状带吸入孔的径向稳定器构成了这种引燃式组合稳定器。二元和两股流缩尺水流模拟试验显示了这种稳定器后方的气流结构,说明它能起引燃作用,并使内涵火焰强有力地支援外涵火焰。      

涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机方案研究

针对临近空间飞行器及空天飞行器使用需求,提出了涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机(Turbine-based dual-combustor scramjet combined cycle propulsion,TBDC)概念,由成熟涡轮与双燃烧室超燃冲压发动机并联组成,Ma0～2.5以涡轮模态为主,Ma2.5～6+主要由双燃烧室超燃冲压发动机提供推力。分析了双燃烧室超燃冲压发动机启动马赫数低、工作包线下边界宽域特点对解决涡轮基与冲压级模态转换过程中普遍存在的"推力陷阱"的有效性和双燃烧室技术应用于组合发动机的可行性,研究了双燃烧室发动机适应组合发动机一体化构形和性能保持、统筹组合发动机可调进气功能拓展双燃模态工作边界的技术途径,完成了组合发动机典型状态点性能仿真和关键技术梳理。研究表明,涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机有望在Ma2.5～3实现模态转换、推力顺畅接力,适应Ma0～6+高速宽域飞行需求。     

整流支板和火焰稳定器的一体化设计及性能分析

针对航空发动机高推质比、高隐身的需求,提出一种加力燃烧室整流支板和火焰稳定器一体化设计的方法,并开展了相关模型加力燃烧室的计算和试验研究.研究结果表明:采用一体化设计加力燃烧室,能够缩短加力燃烧室长度,大幅降低非加力状态的冷态流阻,明显改善发动机加力燃烧室的性能,提高发动机的推质比.可为解决高推质比、高隐身发动机技术提供了一种新的思路和研究方向.      

变循环涡扇冲压组合发动机发展现状及关键技术分析

总结了国内外变循环涡扇冲压组合发动机的发展现状,对比分析了有/无能量传递构型的变循环涡扇冲压组合发动机的工作原理及优缺点。提炼了变循环涡扇冲压组合发动机的关键技术,包括总体性能仿真技术、高速宽工况风扇设计技术、加力/冲压燃烧室设计技术、热管理系统设计技术以及模态转换设计技术。基于国内需求和相关技术研究现状,给出了变循环涡扇冲压组合发动机后续重点研究方向的建议,包括发动机总体性能设计与仿真工具、发动机多设计点多学科耦合设计方法、发动机热管理系统设计与仿真建模以及关键部件的设计与试验。     

冲压发动机燃烧室三维流场数值模拟

采用有限体积法和S IM PLE算法对带V型火焰稳定器的冲压发动机燃烧室流场进行了数值模拟。目的是通过数值模拟得到燃烧室的流场,加以研究,指导实验。计算是在笛卡尔坐标系下进行的,计算中采用标准二方程湍流模型、EDM(Eddy-D issipation-M odal)燃烧模型和P-1辐射模型。得到了燃烧室流场的特征,并讨论了多种因素变化对流场的影响。结果表明,各种因素变化对燃烧室流场有较大的影响。      

涡轮冲压组合发动机燃油系统温升仿真研究

为了实现涡轮冲压组合发动机(简称组合发动机)燃油系统温升仿真计算,基于Flowmaster软件平台首次建立了组合发动机燃油系统温升仿真计算模型,为提高精度,根据试验数据自定义了航空煤油随温度压力变化的物性模块代替软件内置物性模块,基于此进行仿真计算得到不同工作模态下燃油系统温升情况。计算结果表明:涡轮模态工况下自定义物性模块计算得到的主要节点温升与软件内置物性模块相比总体偏低,且压力变化越大计算结果偏差越大;模态转换期间各子燃油系统流量迅速变化对燃油温度影响十分显著;冲压模态工况下燃油流量为2.68倍主燃烧室燃油流量时,可承受的最大发动机热负荷为400kW,最大飞行马赫数为5。实现了对发动机燃烧室入口燃油温度的预测和评估。     

双模态超燃冲压发动机对隔离段性能的需求分析

为研究双模态超燃冲压发动机的燃烧室一隔离段共同工作过程,分析不同模态下燃烧室对隔离段的性能需求,在基于集总参数方程的超燃冲压发动机性能计算模型的基础上,提出计算燃烧室一隔离段流量平衡的临界能量法,并编制相应的计算程序,实现双模态超燃冲压发动机各种模态的隔离段和燃烧室的流量平衡计算,计算在不同的模态下隔离段和燃烧室的一维流动参数,进而获得隔离段的性能需求,计算飞行马赫数4．0到7．0时的临近堵塞边界的最大供油量与隔离段最大激波链长度。结果表明：临界能量法正确有效,能完成燃烧室一隔离段流量匹配计算;高飞行马赫数下的堵塞模态的隔离段激波链长度较长,应作为隔离段的工程设计中所参考的重要因素。     

固体燃料超燃冲压发动机燃烧室初步实验研究

设计并搭建了一个小型直连式试车台,开展了固体燃料超燃冲压发动机燃烧室工作过程的初步实验研究。加热器提供的燃烧室入口总压与总温分别为2.2MPa与1600K,试验证明了固体燃料超燃冲压发动机燃烧室在没有外部辅助条件下能够实现自点火和稳定燃烧。实验结果表明,燃面退移速率沿轴线先增大后减小,在凹腔和等直段交界处达到最大值,其峰值超过2 mm/s。随着燃烧进行,燃烧室通道扩大,凹腔与等直段压强下降较快。由于扩张比逐渐减小,扩张段内压强变化比较平稳。实验研究了采用突扩台阶进行火焰稳定的燃烧室构型,结果表明突扩台阶不适合作为固体燃料超燃冲压发动机的火焰稳定器。     

涡轮冲压组合发动机模态转换多变量控制研究

为解决串联式涡轮冲压组合发动机在涡轮模态与冲压模态转换过程中的推力及流量连续控制问题,在基于EKF的在线发动机实时模型基础上,提出了基于推力控制的串联式涡轮冲压组合发动机控制规律。通过发动机内推力、总空气流量、风扇空气流量、风扇喘振裕度等多参数的闭环控制,实现涡轮冲压组合发动机的稳定模态转换。仿真分析表明,模态转换过程中推力稳态控制误差不超过2.1%,流量稳态控制误差不超过3%,模态转换过程中推力瞬态波动不超过9%,空气流量瞬态波动不超过7.6%。     

双模态超燃冲压发动机最大供油模态计算方法研究

为了获得不同飞行状态下双模态超燃冲压发动机最大供油状态,在集总参数方程的双模态超燃冲压发动机性能计算模型基础上,通过分析双模态超燃冲压发动机堵塞边界条件及工作机理,发展了最大供油模态流量平衡的求解方法,并以此为基础建立了双模态超燃冲压发动机最大供油模态计算模型。给出某飞行条件下的最大供油模态迭代计算过程,并详细描述了其所表征的物理现象,其流量平衡计算精度达10~(-4),并在此基础上完成了不同飞行马赫数下的最大供油模态计算,获得相应的燃烧室最大供油量及隔离段/燃烧室沿程参数分布。结果表明,该计算方法可实现双模态超燃冲压发动机最大供油模态的流量平衡计算,并能精确地捕捉给定燃油分配形式下的燃烧室最大供油量。     

一种新型布局方式的冲压发动机燃烧室

针对冲压发动机,在旁侧进气突扩燃烧室的基础上,结合凹腔火焰稳定器的特点,设计了一种新型布局的旁侧进气突扩凹腔燃烧室.采用三维两相数值计算方法,研究了凹腔位置、后壁倾角和长深比对燃烧室流场和性能的影响;针对所设计的旁侧进气突扩燃烧室和旁侧进气突扩凹腔燃烧室进行了设计点和非设计点的计算,给出了燃烧室性能参数,同时对燃烧室的...     

外并联式TBCC发动机模态转换性能模拟与分析

针对Ma7一级外并联式TBCC发动机,发展了组合进气道模态转换性能简化计算模型和高马赫数涡轮发动机风车性能计算模型,实现了TBCC发动机由涡轮模态至冲压模态完整转换过程的动态性能模拟。将模态转换过程划分为冲压发动机冷通流打开和涡轮发动机关闭加力、降转、风车关闭等四个典型阶段,基于推力连续准则提出了模态转换策略。计算结果表明:模态转换期间,TBCC发动机的推力转换主要发生在涡轮发动机由全加力状态变化至不加力状态过程中;模态转换前期处于冷通流状态的冲压发动机以及后期处于风车状态的涡轮发动机产生负推力,最大值分别为模态转换后总推力的5.3%和13.7%;当涡轮发动机进入风车状态时,风扇和压气机的工作点均位于其特性图的低转速大流量区域,此后随着涡轮发动机空气流量的减小,风扇压比和压气机压比均趋向于1.0,与相关试验结果基本一致。     

串联式TBCC发动机风车冲压模态性能模拟

建立了基于部件低转速特性匹配的串联式涡轮基组合循环（TBCC）发动机风车冲压模态性能计算模型,提出了压气机低转速大流量特性扩展方法,由换算扭矩代替等熵效率表示旋转部件特性,解决了低转速部件效率不连续相关问题。分析了冲压外涵面积变化和涡轮功率提取对风车冲压模态性能及部件匹配的影响规律,并基于推力、流量连续准则设计了涡轮模态至冲压模态转换过程（含风车冲压模态）的参数调节规律。计算结果表明:在风车冲压模态下,冲压外涵面积变化对风扇工作状态有显著影响,对压气机影响较小;涡轮可提取功率随着风车转速的减小先增加后降低,比冲随提取功率的增加基本呈线性降低趋势,功率提取位置（高、低压涡轮）对部件匹配有显著影响。