壁式与径向组合稳定器的流动与点火特性研究

为实现多模态冲压燃烧室全工况范围内的可靠点火及稳定燃烧,本文提出一种壁式稳定器和径向稳定器组合设计方案以提高在高速来流下的点火与传焰性能。本文数值研究了壁式+径向组合稳定器在不同结构参数下的流动特性,试验测量不同结构组合稳定器的点火极限,并利用回流率、质量交换率以及流动停留时间等参数揭示稳定器结构参数对点火性能的影响。研究结果表明：台阶高度及径向稳定器倾角通过改变流场结构进而影响点火性能。台阶高度越高,回流区结构越大,点火极限越低;在与径向稳定器组合后,值班稳定器内回流区沿径向稳定器向主流冷流区延伸,散热增强,同时点火释放能量易被径向回流带出值班区,因此点火极限增加。随着径向稳定器前倾角度增加,回流区与主流质量交换增加,流动停留时间缩短,导致点火性能的降低。本文结果可为多模态冲压发动机的工程研制提供技术支撑。     

电火花点火和激光点火性能对比研究

为了比较激光点火和电火花点火的点火性能,在一带稳定器方形直管试验段上,利用电火花调能调频点火器和激光器分别进行点火试验,比较相同来流条件下的初始火核发展、点火极限和火焰传播。结果表明:两者的初始火核形状不同,电火花点火的初始火核呈圆弧形,而激光点火下呈瓣型。相同点火能量下,激光点火比电火花点火的贫油点火极限更宽;相同来流条件下,点火位置下游激光点火的火焰传播速度更快,并且在化学恰当比附近和来流速度为2.14m/s的情况下,两种点火模式的火焰传播速度相差更大。     

蒸发式Z形值班火焰稳定器的点火性能

针对一种蒸发式Z形值班火焰稳定器进行了点火性能试验研究,采用高速摄影和图像处理的方法获得了不同点火位置下初始火核的生成及发展过程,并对回流区油雾分布及时均火焰结构进行分析。试验结果表明:相比传统薄膜蒸发式火焰稳定器,蒸发式Z形火焰稳定器的贫油点熄火当量比在马赫数超02时能降低311%和194%。Z形值班火焰稳定器具有双燃烧反应区特征,点火位置影响初始火核的形成,当第二反应区对火核生成起主导作用时值班火焰稳定器的点火性能较好、火核发展较快。点火位置位于Z形槽下拐角附近时能获得较好的点火性能,而靠近回流区与主流交界面时点火性能较差;同时低温高速条件下低燃油蒸发率导致的燃油分布不均会带来点火性能的展向差异。     

混合并联TBCC动力的冲压流道跨声速流动及阻力特性

为了探究跨声速飞行工况下混合并联涡轮基组合循环（Turbo based combine cycle，TBCC）动力的冲压流道在冷通气状态下的流动及阻力特性，构建了一个巡航马赫数为4.0、基于混合并联TBCC动力的高马赫数飞机模型，通过三维定常数值模拟方法研究了其在Ma_∞=0.7~1.6，H_∞=11 km飞行环境下飞机-发动机内/外流动及其耦合特征。计算结果表明：跨声速状态下，冲压进气道入口处气流增压后的静压达到了自由来流滞止压力的85%~90%，气流接近于滞止状态，说明组合进气道存在强烈的节流效应，且冲压通道的喉道是组合进气道节流效应的主要贡献者；冲压发动机尾喷管的排气流动同时受到飞机绕流及涡轮通道排气系统等多方面的干扰，且涡轮通道排气射流对冲压发动机尾喷管气流本身就存在膨胀压缩及排气引射等多种干扰机制。阻力分析表明，压差阻力系数高出内表面摩擦阻力系数2个数量级，是跨声速状态下冲压流道阻力的主要来源；亚声速状态下，进气道阻力占比达到了60%~80%，是冲压流道的主要阻力部件，而Ma_∞>1.0超声速状态下，进气道阻力占比随飞行马赫数的增大而逐步减小，尾喷管的阻力则快速增长，阻力贡献逐渐向尾喷管转移，两者趋于接近。