扫描式总压耙在高超声速推进风洞流场测量中的应用

在风洞实验中,为了保证实验结果的可靠性,首先需要了解流场的品质。笔者自行设计研制了用于高超声速推进风洞流场测量的带有水冷装置的可移动式扫描总压耙。对于出口截面为300mm×187mm的风洞喷管,通过计算机程序控制,可在3s时间内实现全截面间歇式或连续式扫描,最大移动速度可达250mm/s,而且定位准确。通过扫描结果,分析了流场压力均匀性、稳定性以及实验结果的可重复性,同时还给出了风洞喷管出口截面的总压与马赫数等值线图。从而为超燃冲压模型发动机实验提供参考数据。     

超燃冲压发动机模态转换及推力突变实验研究

针对双模态冲压发动机燃烧室模型开展了来流连续变化飞行马赫数5.0~6.0加速上行和6.0~5.0减速下行的地面直连试验研究。首先基于直连台架推力及时间离散质量加权沿程马赫数一维计算，观察到了加速上行过程中来流变化导致的亚燃-超燃工作模态转变及推力突变现象；通过高速纹影流动显示技术及流动特征提取，提炼了来流变化导致模态转换及推力突变过程中瞬态流动特征的发展规律；最后通过超声速核心流激波强度理论以及压比时空图对动态飞行轨迹模态转换及推力突变机制进行了讨论，研究结果表明:释热总量与内流道匹配是模态转换及推力变化过程的根本，主导流动特征是隔离段预燃激波强度演变特性，然而燃料横向射流气动节流以及释热反压在隔离段预燃激波削弱耗散之后，仍然可对来流进行减速并维持推力。同时，动态飞行轨迹气动热及燃烧热积分效应可改变热流边界层特性以及发动机内流道抗反压能力，造成亚燃与超燃工作边界变化。     

高温引气对亚燃冲压燃烧室性能影响的研究

将高温引气加热煤油的方法、凹腔火焰稳定器和支板喷注器结构应用于亚燃冲压发动机燃烧室中,以提高煤油的点火能力和火焰稳定性。采用有限体积方法求解雷诺平均N-S方程及组分方程,对无引气和有引气时燃烧室内的流场结构进行了数值研究,对比研究了引气温度对燃烧及发动机性能的影响。研究发现,引气温度越高,燃料喷注对流场和温度场的影响越小,燃料分布越均匀;与无引气相比,引入高温气体虽然使总压恢复系数有所降低,但是混合效率、燃烧效率和燃烧室比冲都有提高;特别是有引气(煤油温度T=500K)时,在喷注点后X=480mm处混合效率提高了7.03%并混合完全,在燃烧室出口总压恢复系数降低了5.34%,燃烧效率和比冲分别提高了17.51%和20.29%。引入高温气体加热液态煤油省略了煤油的雾化和汽化过程,增强了燃料与空气掺混,改善了燃烧稳定性,有利于提高燃烧室整体性能。     

燃烧室头部两相流场实验研究

本文采用 PDA对燃烧室头部两相流动特性进行了研究,实验研究的模型燃烧室包括旋流器、喷嘴和火焰筒壁,保证气流结构与真实发动机燃烧室相似。实验对回流区内两相流场进行了细致的测量,给出粒子与气体速度分布。      

超声速气流中煤油射流的等离子体点火实验

在直连式超燃实验台上开展来流马赫数为2.5,总温为1650K的液态煤油燃料点火实验.在未使用引导氢气的情况下,利用输入能量为1.5kW的电弧等离子体炬实现煤油可靠点火和稳定燃烧.研究了煤油的不同喷注位置、喷射压力对点火性能的影响.实验表明:燃料喷口距离点火凹腔为550mm,喷射压力为1.5~2.3MPa时,可成功点火,更近的喷射位置和更高的喷射压力无法点火,分析认为点火凹腔的局部混合特征是影响点火的关键因素.根据点火和火焰前传的高速摄影图,发现下游凹腔在点火初期的作用不大,但是对于稳定燃烧和火焰前传有重要作用.      

微波增强滑移电弧等离子体辅助超声速燃烧

为了研究微波增强滑移电弧等离子体对超声速燃烧火焰结构的影响，在超燃冲压发动机直连式实验台发动机模型加装了微波和滑移电弧结构，进行了超声速稳定燃烧实验。以单级凹腔作为火焰稳定器，燃烧室来流马赫数为2.5，常温乙烯从壁面横向射流，燃料射流点之前放置滑移电弧电极，凹腔对侧馈入2.45 GHz的微波。研究表明，在超燃冲压发动机燃烧室内滑移电弧同样遵循放电和扩展的周期特性，由于气流流速极高，滑移电弧周期约达125 kHz。等离子体的加入使燃烧室预燃激波串前移，火焰的起始和稳定位置从凹腔剪切层向燃料射流前部转移，超声速火焰燃烧速率提高。与单一的微波或滑移电弧等离子体增强燃烧方法相比，微波与滑移电弧的结合可在较低的能耗下，实现与高功率微波等效的效果。微波增强滑移电弧等离子体能够对超声速燃烧起到稳定作用。     

基于分形几何的超声速燃烧火焰形态表征方法研究

分形几何是图像学发展的新兴学科。通过分形几何，可以研究不规则图形，揭示图形的自相似特性，并且给出图形自相似性的定量数据。本文将分形几何用于分析超声速气流中的火焰形态，定量分析了不同当量比与燃料组分摩尔比条件下火焰分形维数的变化规律，研究了湍流火焰传播速度和火焰边界分形维数之间的对应关系。通过高速摄影获得的火焰CH*自发光瞬态图像，记录了马赫数2.5超声速气流中不同燃料的火焰形态，验证了超声速火焰边界具有自相似性。实验结果表明，超声速燃烧湍流火焰锋面边界的分形维数随当量比的增大近似线性增大，随着燃料中氢含量的增加而增大。     

微波对超声速燃烧火焰结构的影响

超声速中等离子辅助燃烧是一种具有潜力的助燃方式。通过将低功率微波馈入超燃冲压发动机燃烧室的方式，研究了微波对火焰结构的影响。实验来流马赫数为2.5，常温乙烯燃料从壁面横向射流，以单级凹腔作为火焰稳定器，分别加入500 W和700 W连续2.45 GHz的微波，利用高速相机拍摄火焰CH^*发光图像。研究表明微波的加入使超声速火焰稳定结构发生改变，火焰的起始和稳定位置从凹腔剪切层向射流出口转移，表明微波对火焰传播速度或者燃烧反应速率有增强作用。同时利用火焰边界提取和分形几何的方法，发现微波能够增大火焰边界分形维度，分析认为火焰传播速度由于微波的加入而增加，证明小功率的微波对超声速燃烧有促进作用。     

扩压段对高超声速推进风洞起动的影响

高超声速推进风洞是进行超燃冲压发动机模型地面模拟的重要试验设备。其中,扩压段的设计非常重要,它不是孤立的,而与主流系统和引射系统密切相关。通过对不同几何形状的扩压段在不同安装位置进行调试,研究在风洞起动过程中整个系统流动状态的演变规律,探索扩压段的优化设计。实验表明,扩压段应安装在距主喷管较近的位置,并具有与主喷管相匹配的入口面积和形状。扩压段的形状应设计成能使主气流通过一系列斜激波串减速的通道。扩压段应具有一定的长度以保证主气流减速到一定程度。     

释热分布对超燃冲压发动机性能的影响及优化

为了改进燃烧室、尾喷管的设计和优化燃料在燃烧室内的释热方案,建立了广义一维流动/释热分析方法,对超燃冲压模型发动机的主要性能参数进行了研究。通过与单凹腔模型发动机实验结果的对比,着重分析了燃料在燃烧室内不同的释热分布对模型发动机推力性能的影响,同时采用模拟退火优化算法对发动机燃烧室内释热分布和内流道作了优化,结果表明,在燃烧室内采用多阶段分散释热方案对模型发动机推力性能有较大的提高。