斜爆轰发动机燃烧机理试验研究

为了研究斜爆轰发动机的稳定燃烧机理,本文开展了飞行马赫数9的斜爆轰发动机的数值模拟研究和试验研究。首先,设计了全尺度斜爆轰发动机模型,发动机的总长度为2.8m。采用两级进气道压缩,每级压缩角度均为15°。利用三个小支板在进气道前缘主流核心区中进行氢气的喷射和混合。其次,对氢气混合过程和发动机燃烧过程进行了数值模拟研究。控制方程采用带化学反应的雷诺平均的N-S方程,湍流模型采用SST k-ω模型,化学反应模型采用9组份19步反应的基元反应模型。数值结果表明,氢气在进气道内混合得比较均匀,在燃烧室内获得了稳定的斜爆轰流场和正爆轰流场。接下来,在激波风洞中开展了马赫数9状态下的斜爆轰发动机稳定燃烧机理试验研究,在50 ms的风洞有效试验时间内获得了持续稳定的斜爆轰流场,试验结果与数值模拟结果吻合较好,表明在试验中形成了斜爆轰波。研究结果证明了斜爆轰发动机的技术可行性。     

JF-16膨胀管流场分析及升级改造

膨胀管（风洞）是少数几种具备超高速流动模拟能力的地面试验设备之一,针对中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室的爆轰驱动膨胀管JF-16,通过高焓流动数值模拟方法辅助诊断JF-16的流场特性可以发现,高温真实气体效应可以显著增加激波对气体的压缩能力并影响强激波结构,加速段内试验气流静温及化学成分较真实飞行条件有所偏离。为此对JF-16进行升级改造,通过在加速段末端加装锥形喷管,利用喷管的定常膨胀过程进一步调整试验气流的静温,进而提高试验气流品质,同时可以扩大试验区尺度。数值模拟结果表明8°锥角为最优选择,此时试验区尺度可扩大至140 mm。     

进气道整流罩全尺度动态分离试验研究

进气道整流罩可以有效避免低马赫数飞行条件下进气道不起动的问题，在高速飞行器中得到广泛使用。整流罩分离过程直接关系到飞行器安全，在地面进行全尺度整流罩分离过程试验验证非常必要。利用JF-12激波风洞设备结构简单、尺度大和动压较高的优势，推导了适用于高速动态分离试验的相似准则，发展了高速分离轨迹观测技术、精确时序控制技术以及必要的风洞防护措施，建立了基于JF-12激波风洞的高速动态全尺度分离试验技术。利用该技术，针对配有进气道整流罩的飞行器前体，以50kPa动压试验条件实现了高动压（100kPa）条件下的动态分离轨迹模拟。