预燃/流向涡掺混超声速燃烧室的稳焰火炬实验研究

 为研究飞行马赫数Ma_flight=4~7的双燃室碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室的原理和工程参数,进行了直连双燃室超声速冷主流和亚燃室稳焰火炬热流的掺混实验和燃烧实验。将进气道输出的超声速气流的10%流量经亚燃进气道导入亚声速预燃室,先低速地与雾化预燃油掺混并建立稳定的预燃。该预燃气流与二次喷入的主燃油掺混而形成富含吸热分解油气的高温射流,再经一组波瓣掺混器与超声速主流在下游流向涡中深入掺混/燃烧,扩大燃区厚度而趋于深入超声流层,以期实现稳定超燃。在总温约为285 K、总压为1.5×10⁶ Pa和1.0×1.0⁶ Pa,燃烧室进口马赫数Ma_inlet=2.5的来流下,对3种不同结构参数的预燃室和一种超燃室,进行了冷态流场和预燃/主燃的喷油/燃烧实验。实验与计算结果表明,冷/热态实验中整个超燃室保持了超声速流动,尽管斜激波系存在一些变化。利用存在的4种旋涡掺混现象,增强超/亚声速流之间的掺混。当采用三波系进气道和较小容积热强度的大体积预燃室和流向涡掺混器,可以形成稳定的高温富油火炬,成为超燃室稳定点火源。在超燃室下层流层的原无预热冷态来流的亚声速和低超声速区域中出现火焰,且其并不破坏超燃室上层的高超声速未燃流动。     

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。试验采用亚燃烧室产生的高温富油燃气在超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室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。     

富氧预燃室试验启动过程研究

为开展全流量补燃循环发动机富氧预燃室试验研究,对其试验启动过程进行了设计,阐述了试验条件下的富氧预燃室启动过程的特点,选择了非传统的富燃点火启动模式.对该预燃室启动过程动态特性进行仿真研究和热试车试验,计算与试验结果吻合良好,多次试验结果表明在小流量富氧预燃室上应用富燃点火启动点火可靠性高、试验稳定可靠,无任何烧蚀现象.启动方案的研究和仿真为预燃室的试验打下基础,并为今后该类型发动机动态过程研究提供参考.      

氢氧全流量补燃循环发动机富燃预燃室试验

为了获得全流量补燃循环发动机的富燃预燃室可靠点火、稳定燃烧和均匀的出口燃气,对富燃预燃室头部喷注器排布方案展开了研究。对设计的中心燃烧区和环形燃烧区两种不同头部方案进行了试验,得到了富燃预燃室的压力曲线和预燃室出口的温度分布。试验结果表明:相比中心燃烧区结构方案,环形燃烧区结构方案更容易获得可靠的点火和稳定的燃烧,有更好的燃气均匀度。相比常规的富燃预燃室,全流量补燃循环发动机的富燃预燃室工作温度更低、混合比更小。相比使用液氧的方案,使用气氧的富燃预燃室在启动、关机过程更迅速、平稳。     

冲压发动机燃烧室性能参数探讨

针对亚燃冲压发动机直连式试验中燃烧室性能评价的问题,对原有的燃烧效率及总压损失等评价指标进行了介绍,同时对自由射流试验与直连式试验之间的联系与区别进行了分析,并阐述了现有评价指标的局限性。为了综合衡量总温及总压对直连式试验中发动机整体性能的影响,从而为自由射流试验中燃烧室结构的设计提供参考,依据直连式试验的特点,建立了基于推力性能的新型评价指标———修正动量比。针对一组亚燃冲压发动机直连式试验数据,计算了其燃烧效率、总压损失及修正动量比。结果显示,三种方法计算出的修正动量比具有相同的变化趋势,修正动量比与燃烧效率及总压损失所反映的燃烧室性能比较吻合。     

进气道出口截面形式对补燃室掺混性能的影响研究

为研究进气道出口截面形式对补燃室掺混气动特性和燃烧性能的影响，本文对双下侧布局形式的固冲发动机内流场进行数值模拟，对比分析了补燃室相同压比下两种不同进气道出口截面形式在不考虑燃气的混合和反应时掺混段的气动特性和考虑燃气反应时补燃室的燃烧性能。结果表明：两股空气掺混过程中，研究的两种进气道出口截面方案的整体总压损失大致相同，但进气道圆形出口截面的掺混段内流线表现为不稳定的螺旋点形态，相比于方形出口截面的掺混段，其使气流掺混更剧烈，短距离内掺混已经很均匀，且旋流强度小；在考虑燃烧时，进气道圆形出口截面对应的补燃室出口总压恢复系数比方形截面的高约2%，方形进气道出口截面的补燃室出口截面总燃烧效率为95.58%，而圆形截面的达到99.86%。     

中心分级燃烧室头部冷态流场特性实验研究

为了深入研究中心分级燃烧室的流场特性,采用PIV方法对其头部冷态流场开展了实验研究,重点分析了中心分级燃烧室头部流场的结构特征以及主燃级旋流数对头部流场的影响。实验结果表明：中心分级燃烧室头部典型流场结构形成一个较大的中心主回流区、较小的端部回流区及角回流区,主、预燃级气流的相互耦合过程分为独立射流、气流掺混和气流合并三个阶段。主燃级旋流数对头部流场结构影响较大,随主燃级旋流数增大,主、预燃级气流耦合作用减弱,回流区分布形态发生较大变化,新的流场结构特征为中心主回流区范围明显收缩,端部回流区向下游延伸,在主、预燃级之间剪切层形成较长回流区。针对该中心分级燃烧室头部,主、预燃级气流由耦合流动变为解耦流动的临界主燃级旋流数为0.8~1.0。     

预燃式火焰稳定器高空低压试验研究

在二元燃烧试验设备和扇形燃烧试验设备上,模拟发动机高空低压状态,分别进行预燃式火焰稳定器及带径向稳定器的预燃式火焰稳定器的点火性能与稳定燃烧性能试验,得到预燃式火焰稳定器在安装径向稳定器前后的性能曲线。从结构参数和气动参数两方面出发,对这些曲线进行比较和分析,总结预燃式火焰稳定器的工作性能。     

预燃式火稳稳定器高空低压试验研究

在二元燃烧试验设备和扇形燃烧试验设备上,模拟发动机高空低压状态,分虽进行预燃式火焰稳定器及带径向稳定器的预燃式火焰稳定器的点火性能与稳定燃烧性能试验,得到预燃式火焰稳定器在安装径向稳定器前后的性能曲线,从结构参数和气动参两方面出发,以这些曲线进行比较和分析,总结了预燃式火焰稳定器的工作性能。     

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法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。     

液氧/煤油富氧预燃室的理论分析和试验研究

通过数值计算, 分析了富氧预燃室喷注单元的结构设计及其对燃烧的影响, 并使用具有三个喷注单元的缩尺预燃室, 对液氧／煤油的富氧燃烧进行了试验评价。数值计算和试验表明, 燃气温度的均匀性与燃烧室长度有关; 对带缩进长度和二次喷注的喷注单元, 应合理地选择缩进长度及缩进室的混合比; 富氧预燃室能正常可靠地点火和工作, 能满足大范围推力调节的要求。     

富氧补燃循环发动机启动过程

启动过程是液体火箭发动机研制中的重点和难点,解决大推力补燃循环发动机启动问题的主要措施应为:通过控制预燃室的燃料流量以有效地将预燃室的组元比控制在合理的范围内,并可以控制发动机的启动速率;燃烧室点火时预燃室应有较高的压力,同时应通过推力室燃料路的节流来减小燃烧室压力的上升速率;对于自身启动发动机,较高的入口压力有利于发动机启动。这些措施解决了富氧补燃循环发动机的启动问题,可供同类发动机的研制借鉴。     

多级轴流压气机彻体力模型——三维应用

利用基于彻体力模型建立的时间推进三维计算模型,获得了某单级跨声速压气机在周向总压进气畸变下的总体特性及流场分布,并与相关试验数据进行对比,以验证该模型的准确性及可靠性。随后利用该模型详细分析了进口分别存在周向总压进气畸变及对涡旋流畸变下某四级低速轴流压气机内部流场特征。单级跨声速压气机总体特性的计算结果与相关试验数据的相对误差不超过2%,且内部流场参数的分布特征也与试验结果相吻合。四级低速轴流压气机的计算结果反映周向总压进气畸变导致压气机气动性能及稳定性恶化,对涡旋流进气畸变则影响有限。同时揭示了不同形式的进气畸变在多级轴流压气机内部的传递过程,充分说明该模型在进气畸变这类工程问题中的广泛应用前景。      

自力式调压阀变开度流场及特性分析

以研究自力式调压阀性能为目的,利用动态网格方法对阀门内流场进行数值模拟。通过对不同入口流量和弹性系数的多个算例分析得到:稳定压力和入口流量呈直线关系;稳定压力、阀门开度和弹性系数呈二次曲线关系。调压阀在入口质量流量变化时,阀门可以很快稳定,实现对压力和流量进行的调节。     

高超飞行器进气道/内流道流动特性试验

用Ma∞=7风洞试验的方法研究了一种吸气式高超声速飞行器二维进气道/内流道的流场特征与起动特性.试验结果表明:在来流总压0.5～1.9 MPa、单位雷诺数2.48×106～7>.95×106范围内,进气道起动的前提下,进气道/内流道沿程压力分布受来流总压、雷诺数的影响变化很小;在进气道外压缩段流动未受干扰前进气道隔离段最大可承受反压约为250倍自由来流压力;未加侧板时该进气道具有自起动能力,加侧板后隔离段出口压力有所增加;在设计点工况,该进气道增压比42.9,总压恢复0.27,出口马赫数2.76.      

全流量补燃循环发动机系统参数模型与设计(Ⅰ)动力平衡特性

为了深入理解全流量补燃循环发动机系统的特点,建立了全流量补燃循环发动机系统动力平衡模型,补充了压力平衡方程,研究了预燃室混合比对发动机系统参数的影响规律.研究结果表明:①富燃、富氧预燃室的混合比是相互匹配的,随着富燃预燃室混合比增大,富氧预燃室混合比减小,混合比组合的规律是保持富燃、富氧预燃室燃气做功能力的平衡;②随着...     

进气条件对压气机中介机匣流场影响的试验研究

以某压气机中介机匣为试验研究对象,通过改变来流径向分布与马赫数,建立了评估中介机匣气动性能的进口约束条件。在同步测量轴向流路离散压力参数的基础上,分析了中介机匣内部流场对进气条件的稳态响应。研究结果表明:进气条件对中介机匣流动损失影响较大,与均匀进气相比,进气畸变会增大弯曲流道内部径向压力梯度,影响流道曲率与流向压力梯度对附面层的控制效果;支板尾流对通道主流的干扰导致下游平直流道上部区域流场恶化,而进气畸变会加剧支板尾迹的影响;随着进口马赫数的增大,中介机匣总压损失系数与总压畸变强度呈现出不同的增长趋势,其出口流场径向分布对马赫数变化的气动敏感性较高。     

富氧燃气发生器动态特性分析

建立了描述富氧燃气发生器动态特性的线性化频域模型,以分析推进剂流量扰动对发生器室压的动态作用.通过与文献中试验数据对比,验证了模型和计算方法的合理性.在低频范围内采用考虑熵波的绝热流动模型,比较煤油和液氧流量扰动引起发生器压力振荡的频率响应,结果显示煤油流量扰动更易引起较大的熵波幅值.分析了燃烧温度与混合比关系的无量纲斜率、涡轮压比系数和燃烧时滞对发生器频率特性的影响规律.在很宽的频率范围内分析发生器的动态特性,需采用考虑声学效应的分布参数模型,既能在低频范围内涵盖绝热流动模型,又能反映气路的纵向声学振荡.      

乘波前体两侧高超声速内收缩进气道一体化设计

为了探索两侧进气系统的流场结构及气动性能,采用吻切锥乘波前体、压升规律可控的一种高超声速内收缩进气道设计了两侧进气布局的高超声速飞行器一体化进气系统,并进行了数值模拟,研究了进气系统的流场结构、速度特性、攻角特性以及侧滑角特性等。结果表明,设计点前体外流场和进气道内流场相互独立,接力点前体前缘激波和进气道前缘激波相互耦合。由于未吞入前体附面层,因而进气道内激波附面层相互作用较弱,没有产生分离;随来流马赫数增大,进气道总压恢复系数减小,增压比增大显著,升阻比几乎不变;随攻角增大,流量系数增大明显,总压恢复系数略有减小,增压比增大明显,升阻比逐渐增大;随侧滑角增大,进气道总体性能逐渐减小,迎风侧进气道性能下降较小,背风侧进气道性能下降明显。     

2种进气畸变流道结构对航空发动机

基于某型航空发动机插板式进气总压畸变试验,重点分析了进气段采用收敛形和直线形2种进气流道结构对发动机进口总压畸变流场的影响,并对3维数值模拟结果进行了研究。结果表明：在收敛形进气流道结构下,当插板相对插入深度大于45%后,发动机进口总压畸变流场稳态周向畸变指数逐渐减小,且随插板深度增加,发动机进口畸变流场逐渐趋向均匀;直线形进气流道结构在插板深度逐渐增加时,进口畸变指数平稳增大,流场不均匀性增强,能较好地表征发动机进口畸变流场形态