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介绍高超声速冲压发动机的结构要素,指出各要素的性能和研究方法,以及该发动机目前研究的概况与成果。探讨作为高超声速飞行器推进系统设计的可行性。 相似文献
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双模态超燃冲压发动机研究进展 总被引:10,自引:0,他引:10
通过对各种发动机性能的对比分析,认为双模态超燃冲压发动机非常适合作为高超声速飞行器的动力推进装置,国内外的实验研究和数值模拟的结果揭示了如何实现双模态超燃冲压的模态转换。 相似文献
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不论是超燃冲压发动机推进性能评估,还是吸气式高超声速飞行器气动性能预测,冷态内流气动性能至关重要。为验证冷态内流测力新技术,以采用Nose-to-Tail力核算方法的圆截面超燃冲压发动机为试验对象,在马赫数6条件下开展了风洞试验,并将试验测量结果与基于动量定理的CV2预测方法的内阻评估值进行了对比。结果表明,采用天平直接测量发动机冷态内流气动力载荷的试验方法可行。测量结果可信度高;重复性好,进气道起动时的相对误差约4%;精度高,可控制在3%左右;试验信息丰富,能够直观真实地反映内流气动性能、进气道起动/不起动、溢流等物理现象。 相似文献
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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。 相似文献
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基于亚燃的高超声速冲压发动机内流道研究 总被引:3,自引:0,他引:3
为了研究亚燃冲压发动机在高超声速条件下工作的性能,采用总体性能计算方法和流体力学仿真对基于突扩燃烧的高马赫数亚燃冲压发动机内流通道进行匹配设计研究,得到了其速度特性和调节特性。结果表明,设计出的亚燃冲压发动机在高超声速范围内性能良好,能够正常工作。在接力点处,马赫数Ma=3.5,高度H=12km,得到最大推力系数为0.649,此时比冲为13 801.2N·s/kg;在巡航点处,Ma=5.0,H=21km,发动机余气系数α=1.8时,得到推力系数为0.370,此时最大比冲为12 574.0N·s/kg。研究认为,最大飞行马赫数为5~6的高超声速冲压发动机采用亚燃是可行的。 相似文献
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针对来流马赫数3.5,0°迎角飞行条件下冲压发动机的简化模型,数值模拟了进气道整流罩开启过程的非定常流动。计算采用AUSMPW有限体积格式,基于结构与非结构的混合网格技术,求解了非定常N-S方程。计算结果表明,在进气道整流罩打开以后,超声速气流会在燃烧室通道内形成振幅衰减较慢的低频剧烈振荡。在同样计算条件下采用Euler方程进行对比性研究,数值实验发现对这类大雷诺数、强非定常性的问题,Euler方程和N-S方程得到的结果相差不大。 相似文献
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研究了简化模型超音速燃烧室流场和性能的数值模拟方法,该燃烧室在支板后缘设置一缝隙式喷嘴,平行于超音速空气流喷射氢气。用椭圆型偏微分方程数学模型,MacCormack差分格式成功地计算了两种不同后绿尺寸的流场及其性能,为了对照比较,还计算了另外两种流场。计算结果表明,支板后的流场存在回流区,因喷氢的压力高于超音速空气流的压力和壁面附面层的影响,燃烧室内将出现斜冲波和膨胀波,压力沿横向变化明显,由此证明流场与“边界层流动”有性质上区别。提出了全流场按性质不同分段进行数值模拟的方法,利用计算得到的流场节点状态参数(如温度、压力等),积分获得燃烧室的性能参数,和文献的实验数据对比,计算结果合理、可靠。 相似文献
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采用McCormack格式、代数涡粘性湍流模型及有限速率化学动力学模型,用数值模拟方法研究了台阶后横喷氢气二元燃烧流场。数值计算结果表明:台阶的作用不仅能扩大火焰稳定性,而且增加氢射流对主流的穿透深度,提高燃烧效率;当进口气流M数越高,进口温度越高,油气当量比越接近于恰当比,壁面温度对流场的影响越大。还提出了在超音速气流中,横喷氢自动着火时滞的火焰稳定机理新观点,由此可更准确地预估自动着火点的位置及火焰稳定性。 相似文献
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对某典型二元高超声速进气道三维流场进行了数值分析,将固壁面压力分布的计算结果与试验结果进行了比较,二者吻合较好,表明数值模拟方法正确,结果可信。分析了高超声速进气道流场的波系结构以及进气道(含隔离段)内二次流特征。给出了外压缩波系下的角涡的形成和发展规律,在侧壁与压缩面相交角区形成为逆时针方向角涡,角涡的形成、发展与近壁激波/侧壁附面层干扰以及压缩面有关。分析了隔离段中的激波的反射状况,提出了隔离段二次流的形成和发展规律以及影响因素。在隔离段进口附近存在一分离区。隔离段内二次涡的形成、发展和消失由上下壁面的压差,激波的移动方向(波后气流的横向流动)等决定。研究还表明对于高超声速进气道即使是二元进气道,也要关注二次涡的存在和发展。 相似文献
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