超燃发动机燃烧模态判别准则初步研究

为建立超燃发动机燃烧模态定量判别准则,针对马赫数3.0,总温1500K,总压2.1MPa的来流,完成了燃烧模态的实验和数值模拟研究。对比分析了不同当量比条件下燃烧室马赫数分布和隔离段激波结构,确定了燃烧模态判别采用的两个压力测点特征位置,研究了燃油增加过程中特征位置壁面压强比值的动态特性。结果表明,随着当量比的增加,燃烧模态由超燃模态转变为亚燃模态,当量比0.6是超燃模态过渡到亚燃模态的转换点。特征位置压比变化率最大时刻的比值1.5可以作为定量判别燃烧模态的依据,当特征位置壁面压强比值小于1.5时为超燃模态,大于1.5时为亚燃模态。     

当量比对氢燃料超燃燃烧室流场结构和燃烧模态影响研究

为了考察氢气当量比对超燃燃烧室流场结构和燃烧模态的影响,采用试验方法和多种测量手段对其进行了研究。试验在中国空气动力研究与发展中心1kg/s脉冲直连式风洞设备上开展,采用纹影、差分干涉、自发光照相和PLIF (Planar Laser-Induced Fluorescence)等光学测量手段观察了流场内激波串结构和火焰传播与稳定的形态,并进一步结合壁面压力数据分析了发动机的燃烧模态。研究表明:在来流为马赫数2.0,总温950 K,总压0.8 MPa的条件下,随着氢气当量比的增加,激波串头部的位置不断向隔离段上游推进,同时燃烧流场结构由稳定逐渐转变为振荡,发动机的燃烧模态经历了超燃、过渡和亚燃。当氢气当量比≤0.233时,发动机燃烧模态为超燃,燃烧流场结构稳定,火焰连续分布于凹槽下部剪切层内;当氢气当量比在0.233～0.279时,燃烧反压开始扰入隔离段内,发动机燃烧转变为过渡模态;当氢气当量比大于0.279时,发动机燃烧模态为亚燃,燃烧流场结构振荡且火焰分布为不连续的破碎状,燃烧反压逐渐前扰至隔离段中部位置。因此,氢气当量比对超燃冲压发动机燃烧流场结构和燃烧模态有较大影响。     

超声速燃烧室壁面压力特征实验研究

为了评估基于燃烧室壁面压力实时监控的双模态超燃冲压发动机闭环控制系统方案的可行性,在西北工业大学地面直连式实验台上开展了一系列双模态超燃冲压发动机燃烧室地面直连式实验。实验模拟了飞行马赫数4.0条件下两个不同燃烧室构型点火燃烧的实际工作过程,测量并分析了燃烧室壁面压力脉动、压力响应和激波串前沿位置等特征。燃烧室进口来流状态为马赫数2.0、总温约880K、总压0.8~1MPa。实验结果表明,燃烧室壁面压力存在明显脉动,且脉动幅度随着油气比的增加呈现增加趋势;壁面压力响应很快,响应时间在毫秒量级,说明在超燃冲压发动机闭环控制中,通过燃烧室实时壁面压力反馈来调节供油控制燃烧室工作状态是可能的;另外,通过改变燃油流量能够实时控制隔离段激波串前沿位置。     

双模态燃烧室隔离段激波串位置的测量及控制

隔离段是双模态超燃冲压发动机隔离进气道和燃烧室相互干扰、实现亚燃-超燃双模态的重要部件.在发动机实际工作过程中,燃烧室反压引起的进气道不起动在飞行器加速爬升阶段是需要极力避免和预防的.针对双模态超燃冲压发动机整机模型和燃烧室模型进行了数值模拟研究,分析了激波串前沿位置与隔离段压力分布的关系,在此基础上介绍了三种通过隔离段壁面压力实时测量和监控隔离段激波串前沿位置的方法,并完成了验证实验.结果表明,所使用的计算方法有效可行;隔离段壁面压力分布能够很好地反应隔离段的激波串前沿位置,通过监控隔离段壁面压力分布,控制隔离段激波串前沿位置,能够有效避免和预防燃烧室反压过高引起的进气道不起动问题.     

边界层抽吸对超燃冲压发动机流场特性的影响研究

为了解边界层抽吸对超燃冲压发动机流场的影响,采用风洞试验和数值计算对隔离段激波串特性以及燃烧室燃烧特性进行了研究。结果表明,在发动机入口马赫数2.0,总温950K,总压0.82MPa的来流条件下,当量比为0.18先锋氢气与不同当量比煤油共同燃烧呈不稳定状态,激波串在隔离段内前后振荡传播。当煤油当量比为0.29时,激波串振荡前缘远离抽吸位置,边界层抽吸对发动机流场基本没有影响。随着煤油当量比逐渐增大,激波串前缘位置到达抽吸区附近,边界层抽吸开始产生影响,改变了隔离段内的激波串动态演化过程、形态结构以及位置分布,同时有效提高了隔离段抗反压特性,使得煤油最大当量比可以由0.38增大至0.42。此外,边界层抽吸对发动机内的亚燃/超燃区域分布也会产生影响。     

当量比对燃烧模态的影响机理分析

为了深入分析当量比对燃烧模态的影响机理,通过试验和计算研究了不同当量比条件下超燃冲压发动机燃烧室流场,给出了释热速率的计算方法。结果表明,数值模拟结果具有一定的可靠性,并基于数值模拟结果,提出了模态形成过程中释热和流动速度的反馈平衡机理。给出了三种燃烧模态及其特征,超燃模态,燃烧释热为分布式,燃烧室流动速度为超声速,隔离段无分离;亚燃模态,燃烧释热为集中式,燃烧室流动为亚声速,隔离段存在大分离以及强激波串;混合模态,燃烧释热为集中式,燃烧室流动同时存在亚声速和超声速,隔离段存在大分离以及强激波串。提出了高当量比条件下实现超声速燃烧的方法,即在扩张段注油,避免集中式释热。     

壁温对氢燃料超燃燃烧室流动特性的影响研究

为了研究超燃燃烧室壁面换热与超声速燃烧之间的关系,运用FLUENT软件,采用RNG k-ε湍流模型、有限速率/涡耗散燃烧模型、密度基AUSM+隐式算法对中国空气动力研究与发展中心的双模态燃烧室模型开展三维冷态和热态流场计算,模拟条件来流马赫数为2.05,总温T_t为1870.9K,分别模拟了壁面温度为500K,700K,900K,1300K以及绝热条件下的超燃燃烧室的燃烧场。燃烧室壁面压力数值模拟结果与实验结果吻合较好,壁面温度为500K,700K,900K,1300K和绝热时,平均误差分别为8.89%,5.78%,14.41%,13.97%,16.53%。通过对比分析发现:随着壁面温度的降低,壁面压力趋势大致不变,但壁面压力值降低,同时壁面压力的压升起始点大幅后移;燃烧所产生的激波串逐渐向燃烧室下游移动,激波串结构发生改变,但激波串前端均为X形激波;燃烧室内马赫数有所升高;燃烧场高温区域面积减小;燃烧室燃烧模态由亚燃模态逐渐向超燃模态转换。     

壁温对隔离段激波串振荡的影响

为了探索存在换热条件下超燃冲压发动机隔离段内部的复杂流动机理，采用2阶精度的非定常数值模拟程序研究了壁温对隔离段内部激波串振荡特性的影响。结果表明:压力振荡曲线与激波串前缘位置之间存在紧密关系。此外，随着壁温升高，隔离段壁面压力振荡的频率减小、振幅增加。研究还发现，隔离段压力振荡标准差最大值位于激波串前缘激波及其与上下壁面边界层相互作的位置，而湍动能最大值则分布在分离区后侧剪切层区域内。      

污染空气对氢燃料超声速燃烧室性能的影响

采用纯净空气和污染空气来流下对比试验的方法,研究了飞行马赫数4条件下H2O和CO2污染组分对氢燃料超声速燃烧室性能的影响。对比试验中针对纯净空气来流和污染空气来流匹配了来流总温、总压、氧气摩尔分数和当量油气比。完成了0.53和0.42两种当量油气比条件下纯净空气来流和污染空气来流的氢燃料超声速燃烧试验,预定考察的H2O污染组分摩尔浓度分别有7.5%,18%和26%三种,CO2污染组分浓度有3.0%和7.5%两种。研究结果表明,H2O,CO2或H2O+CO2组合污染对燃烧诱导压升产生了明显的非线性抑制影响,直接将污染试验空气来流下的试验结果外推应用到飞行条件,可能导致供油量偏大、甚至进气道不启动;同时也影响了隔离段内燃烧诱导激波链结构,使燃烧工作模态趋向于超燃模态。     

双模态冲压发动机燃烧性能初步研究

通过数值模拟和地面试验研究了当量比和注油分布对双模态冲压发动机燃烧性能的影响,结果表明：在隔离段入口马赫数为2.0,总温为1100K,总压为1MPa的来流条件下,总当量比为0.6时,燃烧模态为双模态亚燃,热力喉道位置位于凹槽出口处;总当量比大于0.6时,发动机燃烧模态为亚燃,热力喉道位置相同,流场结构稳定.通过选取压力参考点的方法,发展了发动机推力快速分析方法,误差较小.     

Thermal behavior of an isolator with mode transition inducing back-pressure of a dual-mode scramjet

Combustion mode transition is a valuable and challenging research area in dual-mode scramjet engines. The thermal behavior of an isolator with mode transition inducing back-pressure is investigated by direct-connect dual-mode scramjet experiments and theoretical analysis. Combustion experiments are conducted under the incoming airflow conditions of total temperature 1270 K and Mach 2. A small increment of the fuel equivalence ratio is scheduled to trigger mode transition. Correspondingly, the variation of the coolant flow rate is very small. Based on the mea-sured wall pressures, the heat-transfer model can quantify the thermal state variation of the engine with active cooling. Compared with the combustor, mode transition has a greater effect on the iso-lator thermal behavior, and it significantly changes the isolator heat-flux and wall temperature. To further study the isolator thermal behavior from flight Mach 4 to Mach 7, a theoretical analysis is carried out. Around the critical point of combustion mode transition, sudden changes of the isola-tor flowfield and thermal state are discussed.     

文氏管在煤油燃料超燃冲压发动机中的应用

为了提高试验效率，将文氏管流量控制技术应用到液体煤油燃料超燃冲压发动机地面直连式试验中，在一次试车中完成了多个燃料当量比的试验。在模型发动机2．5s工作时间内，利用流量调节系统实现了煤油流量阶梯变化，对应当量比分别为1．01，0．88和0．71，随着燃料流量减小，超燃冲压模型发动机维持稳定燃烧，发动机推力减小，燃烧室压力降低，隔离段内预燃激波串位置后移。试验结果说明文氏管流量控制系统工作稳定，调节过程清晰，达到预定试验目的，并且该技术可作为一个有效的手段应用到变当量比超燃冲压发动机燃烧过程动态特性研究中。     

非对称来流隔离段流动特性研究

1引言隔离段是超燃冲压发动机的一个重要气动部件,在进气道与燃烧室之间构建一气动热力缓冲区域,为进气道提供一个较宽的连续工作范围。通常超燃冲压发动机位于高超声速飞行器下表面的中后部,这样自由来流需要经过一段较长的前体后进入进气道,这就造成进气道进口靠近机体一侧存     

氢燃料双模态燃烧室模态转换

为研究双模态燃烧室的模态转换规律,采用计算流体动力学(CFD)方法,对氢燃料模型燃烧室在不同当量油气比、飞行马赫数、燃料喷射方式下的流场进行了数值模拟,并与试验结果进行对比,两者相互吻合.研究结果表明:当量油气比提高、飞行马赫数降低及双面喷射燃料均使燃烧室更趋于亚燃工作模态.     

中心线偏置隔离段内激波串振荡特性

采用非定常数值方法研究了一种中心线偏置隔离段内的激波串振荡特性,分析了隔离段出口反压及管道扩张比对激波串振荡特性的影响规律.结果表明:出口总压最大值对应激波串前缘最小位移,出口总压最小值对应激波串前缘最大位移.在一定大小反压条件下隔离段内出现激波串的自激振荡,在较高反压条件下激波串稳定在管道内部.在来流马赫数为2.0条件下,中心线偏置隔离段较等直隔离段更易出现激波串自激振荡.在出现激波串自激振荡时,在同一反压条件下,大扩张比（如37%）隔离段流场的振荡主频、幅度和出口平均总压均小于小扩张比隔离段.      

煤油燃料超燃发动机燃烧室温度测量与计算分析

为获得超燃冲压发动机燃烧室流场温度分布特性，深入分析发动机工作特性，对马赫数为2.0，总温为1100K，总压为1.0MPa的来流，利用可调谐的相干反斯托克斯拉曼散射（CARS）技术完成了直连式燃烧室流场温度测量；同时对实验状态进行了三维并行数值模拟，对比分析了计算和实验结果的差异。结果表明，隔离段温度的实验测量值与计算结果的最大相对误差约为0.8%；在燃烧室核心流区域，当量比为0.6和0.8两个状态下，实验测量值分别比计算值偏低约40K和150K，相对差异为4.2%和13%；在凹槽回流区内，当量比为0.6和0.8时实验值则分别比计算值偏低约140K和170K，相对差异为11.7%和7.5%。主喷油位置喷入当量比为0.2的燃料对燃烧室区域的温度和压力分布会产生较大影响，但对扩张段及后部区域的推力性能不会产生显著的改变。      

非均匀超声来流矩形隔离段内流场实验

针对超燃冲压发动机隔离段的非均匀进口条件设计了隔离段实验风洞，通过测量隔离段壁面压力和拍摄流场纹影照片研究了矩形隔离段内激波/紊流附面层相干流场。研究发现，隔离段进口的非均匀流使隔离段流场压升特征与附面层发展规律与均匀进口的隔离段流动有显著差异。用截面当量直径取代Waltrup公式中的圆管直径可以取得较好的吻合效果。在进口马赫数小于2时，升高同样的压力，非均匀进口隔离段产生的激波串长度比Waltrup公式预测的长度要长。纹影仪观察发现隔离段内激波存在严重的振荡现象。