RBCC发动机亚燃模态一次火箭引导燃烧的实验

针对使用液体煤油燃料(JP-10)的火箭基组合动力循环(RBCC)发动机在亚燃模态下使用一次火箭作为引导的燃烧组织开展了实验研究.实验在低来流总温条件下,使用小流量一次火箭羽流作为引导火焰可以实现液体煤油的可靠点火和稳定燃烧,并在扩张燃烧室中实现“热力壅塞”,从而完成RBCC发动机亚燃模态的高效燃烧.在目前发动机燃烧室构型下,通过一系列的发动机壁面压力分布曲线和推力增益的比较,研究了凹腔,支板及壁面喷注位置对发动机性能的影响.实验的结果表明:在一次火箭的下游使用支板喷注器可以使得燃料较容易的分布在主流中,并且在一次火焰羽流的引导下可以实现稳定高效的燃烧.支板喷注器的位置对于发动机的性能有很大的影响,在凹腔前壁面横向喷注燃料,有利于RBCC发动机燃烧性能的提升.为了获得较优的发动机亚燃模态性能,需要进一步对燃料的喷注策略开展优化研究.      

支板喷射超声速燃烧火焰结构实验

为明晰支板喷射超声速燃烧火焰精细结构,并探索其影响因素,利用自发辐射成像技术和平面激光诱导荧光技术(PLIF)对支板喷射超声速燃烧流场进行研究。结果表明,燃烧室内形成了典型的扩散火焰,且火焰稳定在支板尾部的回流区,宽度与支板厚度处于同等量级;支板厚度和燃料喷注当量比对火焰结构有显著影响,增加支板厚度会使火焰基底变宽,火焰长度变短,有利于燃烧室内部的快速放热和缩短燃烧室长度,增加燃料喷注当量比会使火焰长度增加,燃烧强度增大。     

基于直扩流道构型的RBCC发动机亚燃模态高效燃烧组织研究

针对支板喷注煤油和一次火箭引导燃烧的RBCC发动机,在亚燃模态下的高效燃烧组织和性能开展了实验研究和数值分析.实验验证了在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭产生的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高效稳定燃烧.通过数值模拟获得了燃烧室的详细流场特征和燃烧组织细节,分析表明支板后方集中的燃料热释放可形成扩张燃烧室流道中的“热力壅塞”;通过热力喉道的控制,实现了在直扩流道内的高效燃烧.研究表明:发动机在亚燃模态下燃烧组织应尽可能地使热力喉道处于燃烧室较后位置,使燃料在燃烧室高压区内充分燃烧释热,从而提高其燃烧效率.论文还研究了燃料支板喷注位置的影响,进一步开展RBCC发动机亚燃模态性能的优化.     

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。     

冲压燃烧室V型燃料喷射结构的分离涡模拟

液态燃料的喷注方式会显著影响火箭基组合循环(RBCC)发动机燃烧室的火焰组织与燃烧效率。通过湍流流动的分离涡模拟,数值计算了RBCC燃烧室液态煤油喷雾燃烧的三维两相流动,并提出了采用V型阵列结构的喷孔空间组合形式,研究结果表明,V型喷孔排列结构,消除了侧壁液态燃料蒸发对值班火焰所带来的消极影响,并通过调整不同喷孔流量,强化了中间喷孔射流形成的值班火焰,相对于直线喷排,可拓宽火焰稳定阈值,提高燃料的蒸发效率与燃烧效率。     

双支板超燃燃烧室上游支板喷注位置的影响

在双支板超燃燃烧室的直连试验中,以液体煤油为燃料,针对上游支板上的3个喷注位置对燃烧的影响进行了研究.在试验过程中获得了壁面压力数据,并通过一维冲量分析法处理.试验结果表明:煤油在两支板同时喷注时,热力喉道的位置受上游支板喷注位置显著影响.在上游支板的3个喷注位置中,第1,2位置分别喷注时超燃燃烧室压力分布基本相同,与第3位置喷注相比燃烧效率高6.3%~7.5%,内推力高16.7%~17.4%.试验的结果表明,在第1位置喷注时燃料能够在上游维持燃烧,但第3位置喷注时燃料无法在上游维持燃烧.结合数值仿真的结果分析,上游支板上的喷注位置到支板尾缘的距离L≥80mm时,燃料在支板尾缘处有较高的混合效率并形成稳定的燃烧.      

高温引气对亚燃冲压燃烧室性能影响的研究

将高温引气加热煤油的方法、凹腔火焰稳定器和支板喷注器结构应用于亚燃冲压发动机燃烧室中,以提高煤油的点火能力和火焰稳定性。采用有限体积方法求解雷诺平均N-S方程及组分方程,对无引气和有引气时燃烧室内的流场结构进行了数值研究,对比研究了引气温度对燃烧及发动机性能的影响。研究发现,引气温度越高,燃料喷注对流场和温度场的影响越小,燃料分布越均匀;与无引气相比,引入高温气体虽然使总压恢复系数有所降低,但是混合效率、燃烧效率和燃烧室比冲都有提高;特别是有引气(煤油温度T=500K)时,在喷注点后X=480mm处混合效率提高了7.03%并混合完全,在燃烧室出口总压恢复系数降低了5.34%,燃烧效率和比冲分别提高了17.51%和20.29%。引入高温气体加热液态煤油省略了煤油的雾化和汽化过程,增强了燃料与空气掺混,改善了燃烧稳定性,有利于提高燃烧室整体性能。     

碳氢燃料超燃冲压发动机点火技术试验

在超燃冲压发动机直联式试验中,对液体碳氢燃料超声速燃烧的点火技术进行了研究,比较了多种点火方式包括氢气引导火焰点火、火炬点火器、固体装药点火器以及电火花塞的点火效果,并成功实现了氢气引导火焰与火炬点火方式下煤油的可靠着火和持续稳定燃烧,煤油当量比范围约为0 87～1 72。在氢气引导火焰点火方式中,通过增加支板和改变氢气喷注位置,可将最小氢气当量比由0 34降为0 068。通过氢气引导火焰点火和火炬点火对比试验表明在相同的燃料喷注方式和当量比下,发动机工况基本与点火方式无关。     

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。     

凹腔/支板结构亚燃冲压燃烧室性能

为了避免基于凹腔火焰稳定器的亚燃冲压燃烧室壁面喷注时燃料与主流空气掺混非均匀性问题和提高燃烧室的性能,提出在亚燃冲压燃烧室中使用支板喷注代替壁面喷注的方案,数值模拟了凹腔/支板结构亚燃冲压燃烧室中燃料分布及流场结构,并分析了支板结构对燃料空气混合及燃烧室性能的影响。研究表明:支板虽然使燃烧室出口的总压恢复系数相对于壁面喷注方式下的降低了63%,但能使燃料均匀分布于整个流道内,增强了燃料与空气掺混,使燃烧室出口的混合效率和燃烧效率分别提高了21.4%和20.5%。燃烧效率的提高弥补了采用支板导致的燃烧室内气流的额外总压损失所带来的机械能损失,使得支板喷注时燃烧室出口的比冲提高了39.6%。因此,在亚燃冲压燃烧室中设置凹腔/支板结构,有利于提高燃烧室整体性能。      

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。     

带支板的冲压燃烧室的燃烧性能研究

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,数值模拟了带支板引射器的模型燃烧室内部的流场结构,对比研究了燃料注入角度对燃烧及发动机性能的影响.在计算过程中,对方程中的对流项采用了空间为二阶精度的AUSMPW格式,对扩散项采用了二阶中心差分离散.研究结果表明,燃料有角度注入改善了燃料的混合性能,强化了燃料的燃烧效率,提高了发动机燃烧室的动量增量.此外,燃烧室的性能研究需考虑燃烧效率、总压损失及动量增量等因素.     

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。     

等离子体助燃下超燃支板燃烧室燃烧特性数值研究

为了将支板喷注器与等离子体射流这两种促进超声速燃烧室燃烧的方式结合起来,设计了一种带有等离子体射流喷孔的支板燃烧室,并在超声速来流的条件下,针对燃料喷注总压、燃料喷注位置、等离子体射流介质、等离子体射流总压对燃烧室燃烧性能的影响进行了三维数值模拟。研究发现:增大燃料的喷注总压,燃烧室的燃烧范围明显增大,燃烧效率呈现出先增大后减小的趋势,在燃料喷注总压为2.0MPa时,燃烧效率达到最大值90.4%;不同的燃料喷注位置对燃烧室的燃烧范围影响较小;等离子体射流介质为O2时,燃烧效率最高,燃烧范围最广;提高等离子体射流的喷注总压,能够提升凹腔剪切层高度,有效促进燃烧,但同时也带来了更高的总压损失。     

超声速燃烧凹槽火焰稳定的研究动态

高超声速气流在燃烧室的停留时间非常短，使得超燃冲压发动机燃烧室内燃料与气流的混合及其燃烧变得非常困难。目前集燃料喷射、混合及火焰稳定为一体的凹槽有望改进这一情况而受到了普遍关注。介绍了超声速气流流过凹槽的自激振荡及其控制、停留时间和阻力等特性，总结、分析了近几年凹槽在超声速气流中增强混合及燃烧的实验与数值研究，指出了在把凹槽用于提高超燃冲压发动机性能方面存在的问题和进一步研究的方向。     

凹腔对一体化支板火焰稳定器燃烧性能的影响

在来流温度为780~850℃、来流马赫数为0.16及油气比为0.002~0.006的条件下,试验研究了凹腔对喷油/稳定一体化支板火焰稳定器燃烧效率及熄火性能的影响,并结合数值模拟进行辅助分析。结果表明:在不同油气比条件下,带凹腔的一体化支板火焰稳定器均能实现稳定高效燃烧;不带凹腔的一体化支板火焰稳定器燃烧效率始终低于带凹腔的一体化支板火焰稳定器,随着油气比的增加,两者燃烧效率差距逐渐缩小;带凹腔的一体化支板火焰稳定器较不带凹腔的一体化支板火焰稳定器有更好的熄火性能;凹腔结构促进了燃油雾化与蒸发,从而提高一体化支板火焰稳定器的燃烧性能。      

支板超声速冷流流场及液体喷流混合特性

支板流场和支板燃料喷流的混合效果对超燃冲压发动机的性能有重要影响。为了找出支板流场的特性以及支板构型对支板流场和支板液体喷流混合特性的影响,采用试验和数值两种手段对支板超声速冷流流场进行了初步研究,并对冷流情况下支板液体喷流的混合特性进行了试验研究。结果表明:支板后掠角对支板流场影响较大;支板尾部交错几何结构能形成具有强烈卷吸作用的涡流,加快支板后缘剪切层发展并促进燃料在主流当中的扩散,增强混合;侧喷支板横向喷流与后喷支板顺流喷射相比,燃料在主流当中扩散得更快,混合得更好。研究成果初步确定了不同构型支板的超声速冷流流场特征,得到了支板构型对支板液体喷流混合效果的影响,为进一步开展热态研究和指导支板的设计打下基础。     

支板阻力特性实验

实验在超燃冲压发动机直连式试验台进行,燃烧式加热器出口气流马赫数为2.7,总温为1 337 K.利用推力测量系统对不同结构尺寸支板的冷流阻力和热试阻力进行了研究.比较了高度分别为37.5 mm和71 mm,后掠角分别为0°,30°和45°的支板冷流阻力,结果表明支板的冷流阻力随支板高度的增大而增大,随后掠角的增大而减小;实验还在燃烧模态下对不同当量比时支板的阻力进行了对比,结果表明支板的热试阻力比冷流阻力小,且支板的热试阻力随当量比的增加而减小.      

喷油杆和凹腔支板稳定器近距匹配的液雾分布可视化

液雾分布与稳定器的燃油布置方式、油气分配、火焰稳定及火焰传播密切相关。以RP-3为雾化介质,在来流马赫数为0.2及来流温度为10~400℃的条件下,采用高速摄影法和激光片光/照相法,对喷油杆与凹腔支板稳定器间隔31.5 mm且顺喷时的液雾分布特点进行了可视化研究,并探讨了来流温度及油气动量比对其液雾分布轨迹的影响。结果表明:顺喷喷油杆与凹腔支板稳定器近距匹配方式有利于燃油在支板前缘形成挡溅雾化;挡溅雾化后的一部分燃油在支板表面形成油膜,并在凹腔前缘与尾缘进行二次雾化,来流温度较高时高温支板表面也有利于燃油的蒸发雾化;另一部分燃油则以类似横向射流的形式进行雾化。当来流温度一定时,油气动量比增大,液雾轴向分布距离和横向穿透深度均增大;来流温度升高,液雾穿透深度增加,油气动量比对液雾分布的影响更明显。