燃烧室长度对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响

基于国外研究者完成的固体燃料超燃冲压发动机的实验数据,通过分别改变燃烧室等直段长度和扩张段长度,对不同总长的燃烧室工作过程进行数值模拟.采用基于压力的2阶迎风差分数值方法,物理模型为轴对称结构,燃烧模型采用有限速率/涡耗散模型(finite-rate/eddy-dissipation),湍流模型采用SST(shear stress transport) k-ω模型.聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)燃料进口边界由用户自定义函数的方式给定,分别分析了不同长度,即不同等直段长度或扩张段长度下超燃冲压发动机燃烧室内流场特性及其性能变化.结果表明:随着等直段长度的增大,燃烧室出口处燃烧效率逐渐减小,从72.74%降低至66.81%,而燃烧室内总压损失逐渐减小,燃烧室推力逐渐增大,可由85.83N增加至108.55N;改变扩张段长度,发现扩长段长度变化对燃烧室流场结构的影响较小,随着扩张段长度的增大,燃烧室出口燃烧效率和燃烧室推力都略微减小.在燃烧室长度的设计范围内,增大等直段的长度要比增大扩张段长度对提升燃烧室各项性能有帮助.      

固体燃料超燃冲压发动机燃速研究进展

对固体燃料超燃冲压发动机燃烧面退移速率（简称燃速）研究现状和进展进行了详细阐述,分别从固体燃料类型、燃烧室构型、理论预估模型、数值模拟及实验研究等方面出发,论述了固体燃料在超声速流动下燃速研究的进展和难点;从亚燃冲压发动机、热防护层、富氧环境下绝热层烧蚀3个方面提炼出可以用于超燃冲压发动机燃速研究的经验和方法:①提出了加强针对固体燃料超声速流动中受热行为、传热传质过程的研究方向;②深入探索了固体超燃燃速性质;③开发了对应的数值软件及系统地进行实验等观点,为国内该领域的研究提供参考.      

固体燃料超燃冲压发动机燃烧室初步实验研究

设计并搭建了一个小型直连式试车台,开展了固体燃料超燃冲压发动机燃烧室工作过程的初步实验研究。加热器提供的燃烧室入口总压与总温分别为2.2MPa与1600K,试验证明了固体燃料超燃冲压发动机燃烧室在没有外部辅助条件下能够实现自点火和稳定燃烧。实验结果表明,燃面退移速率沿轴线先增大后减小,在凹腔和等直段交界处达到最大值,其峰值超过2 mm/s。随着燃烧进行,燃烧室通道扩大,凹腔与等直段压强下降较快。由于扩张比逐渐减小,扩张段内压强变化比较平稳。实验研究了采用突扩台阶进行火焰稳定的燃烧室构型,结果表明突扩台阶不适合作为固体燃料超燃冲压发动机的火焰稳定器。     

小固体燃料冲压发动机燃烧室的研究

小固体燃料冲压发动机燃烧室基本上是一圆柱形药柱,空气通过燃料通道流入.在进气道末有一后向台阶,形成气流回流区以提供火焰稳定的必要条件.再附着区下游,燃料的气化物或分解产物和空气间的气相扩散火焰在已扩展到整个燃料表面的边界层内形成.小固体燃料冲压发动机燃烧室的结构简图以及主流和燃烧特性示于图1.试验系统可模拟所要求飞行条件下的燃烧室和能进行必要测量与控制的静态试验系统已建成和运用(图2).这一系统借助于带有绝热管和抗高温电磁阀的空气电加热器(25kW)来提供流量可控的(达到25g/s)、热的(800K)、高压(1MPa)的空气.氮气吹除装置是用来冷却熄火后的燃烧室.     

燃烧室构型对固体燃料超燃冲压发动机自点火的影响

数值研究了PMMA（聚甲基丙烯酸甲酯）在带凹腔的固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中的瞬态自点火机理以及燃烧室构型对自点火的影响.基于求解非定常二维轴对称RANS（Reynolds-averaged Navier-Stokes）方程建立数值模型,湍流模型采用SST（shear stress transport） k-ω模型,燃烧模型采用有限速率/涡耗散模型.结果表明:反应物在凹腔提供停留时间内,产生的化学反应热能够持续积累并提高,使得反应气体达到点火温度时,燃烧室能够实现自点火.凹腔长度、凹腔直径、收敛角和平直段直径是燃烧室构型中影响自点火的主要因素.并提出了一种阶梯式凹腔构型,用于增强自点火性能.      

进气道内压缩比对固体燃料超燃冲压发动机性能的影响

为研究固体燃料超燃冲压发动机进气道与燃烧室的匹配特性,以飞行马赫数为6、飞行高度为25km为设计点对发动机各部件进行初步设计,采用数值模拟方法计算了一系列具有不同进气道内收缩比的发动机模型.结果表明:在保持燃烧室结构不变的条件下,发动机推力与比冲随进气道内压缩比增大开始显著下降,随后小幅上升;在保持燃烧室入口面积扩张比不变的条件下,发动机总体性能随进气道内收缩比的增大而提高.在满足进气道起动与燃烧室火焰稳定的前提下,发动机设计应采用尽可能大的进气道内收缩比与尽可能小的燃烧室入口面积扩张比.      

等直段直径对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响

为了研究燃烧室内等直段直径的尺寸对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能及流场特性的影响,基于国外研究者完成的固体燃料超燃冲压发动机的实验数据,对不同等直段直径燃烧室工作过程进行数值模拟。采用基于压力的二阶迎风差分数值方法,物理模型为轴对称结构,燃烧模型采用有限速率/涡耗散模型(Finite-Rate/Eddy-Dissipation),湍流模型采用SST k-ω模型。PMMA燃料进口边界由用户自定义函数的方式给定,分析不同等直段直径下超燃冲压发动机燃烧室内流场特性及其性能变化。数值模拟结果显示:随着等直段直径的增大,燃烧室可由壅塞状态转变为超声速流动状态,增大至某一数值(约为16.5mm)附近时,燃烧室出口可以达到完全膨胀状态。同时,燃烧室的燃烧效率逐渐增大,出口处燃烧效率由62.45%增大至72.74%。总压损失也逐渐增大,出口处最大值可达52%,而燃烧室推力逐渐减小。     

固体燃料冲压发动机性能预示

为研究弹用固体燃料冲压发动机的工作性能,建立了其性能预示模型。在此基础上对高炮用固体燃料冲压发动机的工作性能进行了预示、分析。结果表明:当飞行高度由0增大至10km时,发动机的燃速、推力均下降约50%;当飞行马赫数由2.5增大至3.0时,燃速增大25%~35%,推力增大20%;随着燃料的不断消耗,发动机推力变化量小于10%;在设计状态下推力有一定的余量,能够保证发动机正常工作。     

外侧面燃烧固体燃料冲压发动机燃烧室流场的数值研究

为研究外侧面燃烧固体燃料冲压发动机燃烧室流场及燃面退移速率的特点,在Fluent平台上完成了内孔、外侧面燃烧SFRJ的燃烧室内燃烧流场的数值计算。在所涉及的工况中,计算结果表明:外侧面燃烧的SFRJ中,再附着点之前,燃面退移速率较大,来流空气质量流率150g/s,总温600 K时,最大燃面退移速率比内孔燃烧增大43.5%;再附着点之后,燃面退移速率快速减小;随着来流空气总温的减小,固体燃料末端的燃面退移速率开始沿轴向增大;随着来流空气质量流率的增大,燃面退移速率开始增大的位置不断前移,而其增大速率不断减小;因大部分区域内燃面退移速率较小,导致其平均燃面退移速率比内孔燃烧减小21.9%至40.5%;外侧面燃烧的推力比内孔燃烧的小,但比冲相差不大;补燃室及喷管表面处流场温度比内孔燃烧低500~1000 K。     

固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中火焰稳定性数值研究

对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中PMMA的燃烧过程进行了基于动网格技术的非稳态数值仿真研究。基于超声速流中的耦合传热及质量注入建立了固体燃料燃烧的数值模型,研究了燃烧室构型和进气总温对固体燃料燃烧特性的影响。结果表明:和实验数据对比证实了本文数值模型的正确性。固体燃料超燃冲压发动机能够实现自点火建压和维持燃烧。在燃烧过程中,装药壁面燃速分布不均匀,凹腔逐渐变得扁平。随着主流流速增加和通道的扩大,凹腔的火焰稳定能力降低,直至熄火。初始凹腔较深、进气总温较高时有利于稳定火焰。当进气总温提升400K时,工作时间和燃料消耗量提高1.8倍。     

超燃冲压发动机燃烧室主动冷却设计研究

超燃冲压发动机燃烧室主动冷却模型制造和热考核试验的费用高昂、周期长,为了降低试验风险,采用三维计算和经济的验证试验相结合的方法开展了超燃冲压发动机燃烧室主动冷却设计。冷却结构基本参数设计和侧壁冷却流动设计是确定设计方案的两大基础,前者采用三维传热计算结合冷却面板传热验证试验完成,后者采用超临界燃料流动三维并行计算结合水流动验证试验完成。在此基础上,经过多轮的结构设计与三维传热及强度计算评估迭代,确定了最终的燃烧室主动冷却结构。设计的主动冷却燃烧室在来流马赫数2.5,总温1700K条件下成功通过200s热考核试验,表明所采用的设计方法、验证试验和计算工具是有效和可信的。     

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。     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

超燃冲压发动机冷却通道与燃烧室耦合传热数值研究

为深入分析再生冷却通道与燃烧室的耦合传热过程以及探究多因素作用下的主动冷却耦合传热特性,采用航空煤油单组分替代模型,对超声速燃烧与流动裂解耦合换热过程进行数值模拟研究。探究了裂解反应、冷却流量、当量比对耦合传热的影响。结果表明：燃料的喷注与燃烧产生的扰动会破坏波系并向隔离段传递,燃烧强度随着燃烧的当量比增加变得更加剧烈;相同条件下,裂解产生的换热量在冷却流量较小时不可忽略,而冷却流量增加会使裂解程度减弱,当冷却流量为4g/s时正癸烷基本全部裂解,而增加至8g/s时裂解率不到10%;当量比对冷却通道与燃烧室的耦合传热的影响有限,当量比由0.67增加至0.84时,冷却通道出口温度升高约5K,燃烧室内壁温只增加了30K。     

固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响因素研究

为了获得以飞行马赫数5.5巡航工作的固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响因素,开展了地面直连试验和数值模拟研究.利用数值手段研究了固体燃气喷注方式、扰流装置的形式以及燃烧室扩张比等因素对燃烧室性能的影响规律,获得了高燃烧效率(≥90％)的壁面垂直喷注式发动机燃烧室构型.研究表明:(1)壁面垂直喷注方式能增强富燃燃气与空气...     

燃气轮机双燃料燃烧室负荷特性试验研究

为了对比双燃料燃气轮机燃烧室使用不同气液条件下的性能,在燃烧室试验台架上,采用连续气源和单火焰筒试验件,对该型双燃料燃烧室进行了天然气及轻柴油燃料条件下的燃烧效率特性、火焰筒壁面温度分布、出口温度分布、压力脉动及总压损失特性对比试验.试验结果表明:对比柴油燃料,双燃料燃烧室在使用天然气燃料时,燃烧效率稍低,火焰筒壁温偏...     

主动冷却燃烧室燃烧与传热耦合过程迭代分析设计方法

为了对主动冷却超燃冲压发动机进行研究与设计,采用实验与计算相结合的方法,对主动冷却超燃冲压发动机燃烧室内传热与燃烧的耦合过程进行了分析。该方法采用燃烧室静压分布的测量值作为输入条件,开展燃气-结构-燃料耦合传热分析,获得经过冷却系统后燃料的状态参数;将燃料的状态参数作为实验参数,开展直联式超声速燃烧实验,得到新的静压分布,如此反复迭代,直至燃料状态不再变化,最终确定主动冷却燃烧室的各种传热与燃烧特性参数。利用该分析方法,初步开展了不同飞行马赫数条件下主动冷却燃烧室闭环运行状态研究,得到了冷却煤油温度与燃烧室壁温同飞行马赫数的关系。     

带有中心钝体的固体燃料冲压发动机工作性能分析

为提高固体燃料冲压发动机的燃烧特性和工作性能,提出了带有中心钝体的固体燃料冲压发动机方案,基于雷诺转捩和涡概念耗散方程建立了其湍流燃烧模型,并数值计算分析了其内流场、燃面退移速率、推力与总压损失。结果表明：带有中心钝体的冲压发动机内部流动过程较为复杂,钝体后部有四个漩涡,增强了发动机内来流空气与燃气的掺混;钝体孔隙中的高速气流与两侧的小尺度漩涡保证了钝体尾涡的稳定性;与普通固体燃料冲压发动机相比,在燃烧室中增加中心钝体能增大燃烧室内高温区面积,提高补燃室内温度,可使推进剂平均燃面退移速率提高26.11%,发动机推力提高22.12%,燃烧效率提高8.9%。     

驻涡燃烧室前钝体燃料喷射性能数值分析

为研究驻涡燃烧室在前钝体燃料喷射状况下的燃烧性能,采用3维数值仿真模拟方法,对驻涡燃烧室前钝体燃料喷射 状况下的燃烧效率及燃烧室性能与无前钝体燃料喷射状况下的燃烧性能进行了对比分析,并对驻涡燃烧室的冷流以及燃烧状态 下的燃烧室性能进行了系统研究。燃烧室温度分布表明：前钝体顶部燃料喷射在0.2~0.7的喷射系数范围内,缩短了燃烧室火焰 长度,提高了燃烧室在相同轴向长度下的燃烧效率,使燃烧室更加紧凑;驻涡燃烧室前钝体顶部燃料喷射孔的孔径在一定范围内 的变化对燃烧室的燃烧效率、出口温度分布系数以及总压损失影响较小。     

含铝固体燃料冲压发动机工作性能分析

为探究含铝固体燃料冲压发动机的燃烧特性和工作性能,基于纳米铝颗粒和端羟基聚丁二烯（HTPB）的混合固体燃料,采用雷诺转捩模型、颗粒表面反应模型和涡概念耗散模型,建立了二维两相湍流燃烧模型;数值计算分析了含铝固体燃料冲压发动机内流场,以及不同含铝质量分数和粒径下的燃面退移速率、推力与比冲。结果表明：发动机的进气条件对颗粒相的燃烧与运动起主导作用;与纯HTPB推进剂相比,添加质量分数为5%的铝颗粒能够提高补燃室压强和温度,增大燃烧室内高温区面积,可使推进剂平均燃面退移速率提高18.53%,发动机推力提高21.37%,密度比冲提高2.38%,适当增加铝颗粒含量或减小粒径,对提高推进剂燃面退移速率、发动机推力和密度比冲具有积极作用。