环形燃烧室中圆台斜爆震燃烧特性研究

面向宽域爆震组合动力发展需求,首次提出适用于轴对称环形流道的圆台诱导斜爆震燃烧组织形式,通过数值模拟验证较低马赫数飞行工况下圆台诱导驻定斜爆震燃烧的可行性以及与斜劈、圆锥斜爆震燃烧的差异,从几何与来流参数两方面研究了圆台诱导斜爆震波的起爆与驻定特性。结果表明：在Ma7飞行工况,相比于圆锥和斜劈,环形燃烧室中圆台可以同时实现斜爆震波的加速起爆与稳定驻定。圆台上游的压缩作用以及下游的膨胀作用,使得圆台斜爆震波存在脱体而不前传的特殊起爆区结构。圆台内径、圆台角度、来流压缩程度以及当量比增大均有利于圆台诱导斜爆震波的起爆。同时,起爆区结构也会出现从渐变到突变再到稳定脱体的变化规律,相应的起爆距离逐渐缩短,爆震波角度逐渐增大。     

爆震发动机超声速进气道的非定常耦合流场数值研究

采用带化学反应的非定常数值仿真方法,对爆震发动机(PDE)内进气道、燃烧室、尾喷管的耦合流场进行了分析,并着重研究了爆震压力波及其反射波对超声速进气道内流动结构的非定常干扰过程,对比了3种进气道/燃烧室耦合方式下进气道流动特性的差异.结果表明:通过在燃烧室内填充以化学恰当比预混的燃料和氧化剂,数值仿真可获得稳定自持的爆震波.在爆震波压强作用下所产生的结尾波系和反射激波会发生耦合干扰作用,它们在流道内的运动传播影响了结尾波系的前传幅度.通过对比不同进气道/燃烧室耦合方式的流场特征发现:采用突扩式进气道/燃烧室连接段可利用燃烧室头部固壁的阻碍以及其对爆震高压波的反射作用将大部分的压缩气体存储于燃烧室内,进而减弱进气道与燃烧室之间的耦合干扰作用,对提高进气道的工作稳定性有利.另外,内凹式燃烧室头部段的引入还为压缩气体提供了额外的存储空间,故可以进一步缓冲爆震高压,提高进气道的稳定工作裕度.      

两种前体压缩方式对斜爆震燃烧影响的数值研究

为推动工程应用,探究斜爆震发动机前体压缩程度对斜爆震燃烧的影响,本文建立了两道等强激波和斜激波-等熵两种前体压缩简化模型,通过数值模拟对比了飞行马赫数8~10条件下,两种压缩方式对斜爆震波结构以及斜爆震波总压损失的影响。结果表明,前体压缩方式的差异会引起斜爆震波起爆区结构以及起爆位置的变化,且随着飞行马赫数降低,压缩方式对起爆区结构影响减小,对起爆位置影响增大。两道等强激波的前体压缩方式对应的斜爆震燃烧过程总压损失更小,同时可减小点火起爆距离,有利于缩短燃烧室长度。但综合考虑进气压缩与燃烧过程,斜激波-等熵的前体压缩方式对应燃烧室出口气流总压更大。斜爆震发动机的设计需要综合考虑前体压缩与斜爆震燃烧损失以实现发动机总体性能最优。     

典型工况下旋转爆震发动机进气道流动特性研究

旋转爆震发动机是一种具有较大潜力的新型动力装置,燃烧室存在的高频超高压周向压力脉动直接影响进气道扩张段的流动特征,本文采用三维定常/非定常数值模拟方法针对旋转爆震发动机进气道扩张段复杂非定常流动特性开展研究。研究结果表明：受下游燃烧室旋转爆震波影响,扩张段内存在呈螺旋状向上游传播的运动激波;运动激波向上游传播过程中强度衰减、传播速度下降,激波形态逐步由类正激波向类斜激波演化,运动激波逐步向驻激波演变,运动激波与边界层干扰诱发的回流区逐步向波前扩展,波面坐标系下波前亚声速相对厚度逐渐增大;与定常反压状态相比,旋转爆震工作状态进气道出口静温、总温较高、总压较低。本文研究加深了对旋转爆震发动机进气道流动特性的认识,有助于该类发动机进气道的研制。     

旋转爆震发动机燃烧室气膜出流影响数值研究

针对旋转爆震发动机（RDE）壁面的高热负荷问题,开展旋转爆震发动机燃烧室壁面气膜冷却的数值仿真,探究气膜出流与爆震波、斜激波和燃烧室流场之间的相互作用以及气膜对壁面的冷却特性。研究结果表明:爆震波对气膜的压缩和冷却孔的堵塞作用明显,气膜对爆震波整体的传播特性影响较小。受爆震波和燃烧室流场的影响,气膜出流存在周期性的摆动情况,这在一定程度上影响了壁面的冷却效果。在爆震波覆盖的壁面区域,峰值壁温下降程度有限,但时均壁温的降幅超过26.9%;在斜激波覆盖区域,随着冷气量的增加,峰值壁温和时均壁温的降幅超过32.5%和51.3%,气膜对该区域壁面的冷却效果更加明显。      

自由射流试验中进气道上斜板结构影响仿真评估

为准确掌握组合动力冲压发动机自由射流试验方法,分析有限设备能力条件下超声速进气道波系试验结果的有效性,采用数值仿真方法对截去和未截去超声速进气道上斜板的冲压发动机自由射流试验布局进行了对比分析。结果表明,超声速进气道上斜板附面层的发展将影响进气道内的气流角,且气流角的改变对冲压发动机燃烧室进口截面气动参数影响明显;截去超声速进气道上斜板的自由射流试验,可采用调整气流角的方法考虑上斜板附面层造成的影响,进而减小模拟偏差。     

基于稀疏网格配置方法的超燃冲压发动机高维不确定性量化

为了定量化的评估和研究随机不确定性对超燃冲压发动机性能评估及优化设计可能带来的影响及其规律特征,本文基于高斯过程描述发动机工作状态及来流环境等控制参数随机误差,建立由自由来流条件、进气道压缩系统以及燃烧加热等构成的发动机输入边界不确定性表征。耦合全局敏感度分析、稀疏网格技术、概率配置方法及等压燃烧热力学分析模型,提出了面向超燃冲压发动机高维不确定性量化方法,研究量化了上述随机不确定性输入对典型超燃冲压发动机性能的影响及其不确定性传递特征。结果表明：马赫数6.0巡航条件下,发动机的比冲对进气道的压缩过程最为敏感,占比达到65%~70%,而对燃烧加热的敏感性最低,进气道压缩系统的初始压缩激波以及来流马赫数对于整个超燃冲压发动机的比推力敏感性要显著高于其他输入因素;随着燃烧室入口马赫数由2.0增大到3.0,单一因素存在5%不确定性导致的发动机比冲性能评估的不确定度由最小的5.5%快速放大到约7.63%,系统朝着不稳定的方向发展,多种随机不确定性共同作用下的发动机性能不确定性传递存在一定的耦合效应;高速进气道正常工作需要处理的空气动能与外部注入的燃料热能之比随飞行马赫数增加呈现近似2次方指数型增长,从能量流视角开展进一步的分析研究将非常有助于深度理解超燃冲压发动机性能不确定性的传递行为。     

双模态冲压发动机Ma6性能潜力受燃烧室入口参数影响的灵敏度分析

为系统掌握燃烧室入口参数对双模态冲压发动机性能潜力的影响,采用双模态冲压发动机燃烧室工作过程的一维分析方法,在飞行马赫数为6的不同燃烧室工作工况(即不同特征马赫数Mac)条件下,保持进气道捕获流量不变,研究了燃烧室入口马赫数Main和总压恢复系数σin对性能潜力(燃料比冲Isp,f)的影响。获得的数据表明,冲压发动机的性能潜力受燃烧室入口马赫数和总压恢复系数两者的综合影响,燃烧室入口马赫数越低、总压恢复系数越高,发动机性能潜力越大;在常见的燃烧室入口参数范围内(入口马赫数∈[2.4 3.5],入口总压恢复系数∈[0.3 0.7]),入口马赫数每减小0.1,燃料比冲增加约1.1%~1.8%,入口总压恢复系数越小,影响程度越大;入口总压恢复系数每增大0.1,燃料比冲增大约2.4%~4.0%,入口马赫数越大影响程度越大;存在燃烧室入口条件不同,但是发动机的比冲性能潜力相同的情况。对燃烧室分段过程的损失分析表明,在入口为超声速、加热段为亚声速(特征马赫数不大于1)工况条件下,入口马赫数增加导致燃烧区前激波串损失增大,是比冲性能降低的主要原因;燃烧室特征马赫数越大,燃烧过程导致的损失越大;从燃烧室入口到尾喷管出口全过程总压损失越小,获得的比冲性能越大。推导和拟合了冲压发动机冲量差燃料比冲随燃烧室入口马赫数和总压恢复系数的灵敏度关系式,与被拟合数据的差异在3%以内,该关系式可用于双模态冲压发动机部件参数匹配与流道一体化设计工作。     

基于圆盘燃烧室的爆震波与来流相互作用研究

针对旋转爆震发动机传统环形隔离段不易进行光学观测的难题,设计了一套可实现隔离段流场观测的圆盘形旋转爆震燃烧室。通过数值计算和光学观测试验,对圆盘燃烧室中爆震波与来流相互作用的典型流场结构进行了研究,并分析了不同因素的影响规律。研究发现：爆震波诱导出的斜激波在向隔离段上游发展的过程中强度逐渐减弱,爆震反压的前传距离随周向角度增大出现先增加后降低的趋势;增大隔离段入口总压、减小隔离段出口马赫数、提高爆震波传播速度均有利于减缓爆震波与来流相互作用强度,提升隔离段的起动性能;试验中观测到与数值计算定性一致的隔离段流动现象,为开展爆震波与来流相互作用研究提供了有效试验观测手段。     

燃烧室头部两侧进气掺混气动特性

对一种燃烧室头部两侧进气掺混段的气动特性开展了数值仿真及试验验证,得到了掺混段在不同反压、来流马赫数、攻角及侧滑角下的性能参数和流场特征.结果表明,掺混段头部存在的横向旋涡是燃烧室火焰稳定和燃烧组织的关键,有攻角或侧滑角的情况下,掺混段的总压恢复有所下降,因此组织燃烧时应进行相应调节,以防止进气道进入不稳定工作状态.试验验证结果表明,仿真与试验的曲线规律一致,仿真研究结果可作为燃烧室设计和燃烧组织的依据.