非对称来流下隔离段动态压力特性

为了探讨非对称来流下矩形隔离段内动态压力特性,用直联实验方式以及动态压力测量技术进行了试验,并用统计分析方法分析了数据。实验结果表明,入口来流的非对称性对上下壁面压力脉动大小以及传播平均速度有较大影响,而对频率无多大影响。激波串区域内壁面压力脉动向下游传播比向上游传播衰减得快。在隔离段出口超声速条件下,观测到的压力脉动频率主要在70 Hz以下,而在出口亚声速条件时,压力脉动的频率不仅有70Hz以下的部分,而且还有100~200 Hz之间的部分。     

网格阵列填充冷却通道内超临界正癸烷流动传热特性的数值研究

采用碳氢燃料冷却壁面是超燃冲压发动机常用主动冷却方式。为减轻主动冷却通道结构重量、提高冷却效率,本文探讨了以网格结构为填充的新型通道,从结构轻质化、流动特性及综合传热能力等方面与常规矩形主动冷却通道进行了比较。结果表明,在相同工况下,由错排网格填充的冷却通道结构综合性能最佳,其减重效果达39.93%,壁面温度显著下降,且努塞尔数最高达到光通道的2.156倍。从流动传热机理分析可看出,网格前缘冲击效应形成的马蹄涡和后缘附近发卡涡结构对强化传热贡献最大,扰动边界层和激发湍动能也是强化传热的重要因素。     

自由射流超燃冲压发动机燃烧室流场对比计算研究

提出一种针对喷射的简化模型，拓展了二维／轴对称NS方程模型的适用范围。通过算例验证，显示出源项加质方法具有良好的质量守恒性。针对文献中的实验进行了对比计算，结果表明，数值模拟与实验点符合得较好，验证了方法的可靠性。采用上述简化模型，针对化学反应过程与流动过程采用了耦合与解耦这两种方法，对放置在自由射流实验台上两种构型的缩比发动机燃烧室段进行了考虑化学反应流场模拟，得到了主要气动参数的分布图。研究了总压耙等测量装置对于流动的影响。计算结果表明，数值模拟所得到的壁面静压值与实验壁面压力符合得较好，并且为合理布置测量仪器提供了一定的参考。     

超声速燃烧不稳定性研究进展

对超声速燃烧不稳定性这一新兴领域的研究进行了综合评述，并对未来研究进行了展望。首先分析了超声速燃烧不稳定性现象的基本特性及其影响因素；随后讨论了超声速燃烧不稳定性的多种机理；接着概括了基于上述机理的超声速燃烧不稳定性建模；最后对超声速燃烧不稳定性还需重点研究的方向给出建议。综述表明，超声速燃烧不稳定性的现象、机理和建模都还需持续开展研究，特别需要关注的是燃烧室构型布局和燃料喷注方式对超燃冲压发动机燃烧不稳定性现象的影响，在超声速混合层和射流等典型流动中更深入探索超声速燃烧不稳定性机理，基于超声速燃烧系统的湍流时空演化特性进一步发展超声速燃烧不稳定性模型。     

高超侧压式进气道高焓脉冲风洞实验

为验证一种双楔顶压、侧板中置的侧压式进气道基本性能,设计了一套进口面积为110mm×91mm的双流道试验模型,并在300mm马赫数6的高焓脉冲风洞中进行了吹风实验。实验测量了进气道和隔离段内的沿程静压分布和隔离段进出口截面的皮托压力分布,分析了进气道内的典型流场特征,获得了进气道的基本性能参数,并以马赫数的测量为例阐述了流场不均匀性对测量结果可能造成的影响。实验结果表明,马赫数6来流条件下,该侧压式进气道流量系数为0.83,隔离段出口平均马赫数为2.57,总压恢复系数为0.296,增压比为23.7,表明这种侧压式进气道的气动布局方式能够获得较好的总体性能。     

2002年吸气式推进技术的进展

2002年，吸气式推进技术获得了巨大发展，超燃冲压发动机技术取得了重大突破。随着航空运输市场的缓慢回升，民用飞机及其发动机的交付数量开始增加；军用飞机发动机的市场发展强劲，已有几个计划接近投产；无人机动力的发展也在继续。     

H_2O/CO_2污染对煤油燃料双模态超声速燃烧室影响研究

在以电阻加热直连式试验系统为基础的污染对比试验平台上,通过纯净空气来流和H2O/CO2污染空气来流严格对比试验,研究了H2O/CO2污染对煤油燃料双模态超声速燃烧室点火、火焰稳定及稳定燃烧性能等的影响。研究发现,(1)H2O污染对煤油燃料超声速燃烧室点火具有一定的抑制作用,当H2O污染含量达到11%以上时不能实现可靠点火。(2)污染组分的存在会降低燃烧室的火焰稳定性,CO2污染对火焰稳定性的影响比相同含量H2O污染显著。(3)对于燃烧室无反应流动,纯净空气来流和污染空气来流时燃烧室壁面压力在一定范围内基本重合,仅局部存在微小差异。(4)污染组分的存在对煤油燃料超声速燃烧具有抑制作用,燃烧室壁面压力低于纯净空气试验,压力下降程度随污染水平升高而增大,最高达12%,CO2污染对煤油燃料超声速燃烧的抑制作用比相同含量H2O污染显著。(5)污染组分的存在会导致燃烧室模态转换点发生变化,在较高的污染水平下,燃烧室的工作模态将会从相同油气比纯净空气来流下的亚燃模态转换为超燃模态。     

双模态冲压发动机中的模态转换研究综述

在以双模态冲压发动机为推进装置的高超声速飞行器的加速过程中,燃烧室内的释热量及其分布必须做出相应的调整,使得发动机从亚燃模态转换为超燃模态。在模态转换过程中,由于燃烧室下游边界条件突然从热力壅塞状态变为无壅塞状态,其壁面压力分布会发生明显改变。这将使作用在飞行器上的推力和动量发生突然变化,可能会导致飞行器失去控制。因此,如何实现不同燃烧模态的平稳转换,是燃烧室设计中的技术难点。本文详细介绍了双模态冲压发动机中不同燃烧模态的定义和判定准则、模态转换的实现方式、模态转换的机理,以及在模态转换时可能存在的激波反射结构转换迟滞和火焰结构转换迟滞现象。      

马赫数4下氢气自燃辅助乙烯点火实验研究

为了研究氢气自燃辅助乙烯点火的具体点火参数和点火性能,在直连式脉冲燃烧风洞设备上进行了模拟飞行马赫数4条件下的超燃发动机乙烯点火试验,试验来流的总温935K,总压0.8MPa,隔离段入口马赫数2.1。试验利用不同质量流量的引导氢气自燃辅助点火,成功实现了乙烯燃料的点火和稳定燃烧。通过流场显示和壁面压力测量发现:(1)能够成功点火的引导氢气流量范围为 0.43~12.61g/s,相当于当量比0.005~0.142;(2)0.43g/s流量氢气注入燃烧室后10ms以内被点燃,乙烯燃料注入后经过了约20ms才被点燃,点火的主要位置为凹槽内;(3)6.68g/s的氢气注入燃烧室后20ms才被点燃,乙烯燃料注入后约8ms即被点燃,点火的主要位置为凹槽下游和凹槽出口位置;(4)点火试验中火焰能够在凹槽内和剪切层内向上游逆传;(5)凹槽下游和下壁面的燃烧,是促进凹槽内燃烧、提升燃烧室压力和引起燃烧室压力震荡的主要原因。      

不同燃料燃烧加热对超燃冲压发动机性能影响的分析与评估

为了评估不同燃料燃烧加热的空气污染对超燃冲压发动机性能的影响,重点研究了相同流动匹配条件下四种不同燃料燃烧加热的超燃冲压发动机性能(氢、甲烷、酒精和煤油)。对相同流动匹配条件下,地面模拟飞行Ma=6,高度25km的超燃冲压发动机流道性能采用数值模拟进行了评估,并将之与飞行条件下的发动机性能进行了对比分析。结果表明,不同加热方式对进气道升力和升阻比有显著影响(升力最大差异>8%,升阻比最大差异>6%),对超燃冲压发动机性能也有显著影响,比推最大差异97N·s/kg,燃烧效率最大差异11%。 