双模态燃烧室隔离段激波串位置的测量及控制

隔离段是双模态超燃冲压发动机隔离进气道和燃烧室相互干扰、实现亚燃-超燃双模态的重要部件.在发动机实际工作过程中,燃烧室反压引起的进气道不起动在飞行器加速爬升阶段是需要极力避免和预防的.针对双模态超燃冲压发动机整机模型和燃烧室模型进行了数值模拟研究,分析了激波串前沿位置与隔离段压力分布的关系,在此基础上介绍了三种通过隔离段壁面压力实时测量和监控隔离段激波串前沿位置的方法,并完成了验证实验.结果表明,所使用的计算方法有效可行;隔离段壁面压力分布能够很好地反应隔离段的激波串前沿位置,通过监控隔离段壁面压力分布,控制隔离段激波串前沿位置,能够有效避免和预防燃烧室反压过高引起的进气道不起动问题.     

超燃冲压发动机隔离段流场数值模拟

隔离段是双模态超燃冲压发动机实现双模态和模态转换的一个重要部件,同时,它把进气道和燃烧室隔离开,以防止燃烧室工作对进气道干扰,引起进气道不启动。由于隔离段内气体流动的复杂性及其广泛的工程应用前景,隔离段内的流动特性引起了人们的广泛关注。本文使用隐式TVD格式,采用雷诺应力湍流模型,近壁面采用非平衡壁面函数方法处理,控制方程的离散采用二阶迎风格式,对隔离段内的流场进行了数值模拟,并分析了出口反压、来流马赫数对隔离段内流场的影响。     

超燃冲压发动机隔离段流动特性研究

隔离段是双模态超燃冲压发动机实现双模态和模态转换的一个重要部件,同时它把进气道和燃烧室隔离开,以防止燃烧室工作对进气道干扰,引起进气道不启动。由于隔离段内流场的复杂性及其广泛的工程应用前景,隔离段内的流动特性引起了人们广泛的关注。本文利用计算流体力学软件Fluent,采用k-ε湍流模型,近壁面采用非平衡壁面函数方法处理,控制方程的离散采用二阶迎风格式,对隔离段的流场进行了数值模拟,并分析了出口反压、来流马赫数等参数对隔离段内流场的影响。     

收缩比对RBCC进气道影响数值研究

为研究火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)进气道隔离段内激波串传播规律,本文利用数值模拟研究分析了在高、低反压作用下收缩比变化对激波串驻留位置及流动分离区范围的影响,并进一步开展了收缩比对进气道气动性能影响的仿真研究。研究结果表明：在承受额定反压作用下,进气道收缩比存在临界值,在临界值下提高收缩比能显著增强进气道抗反压能力,并影响激波串驻留位置。在临界值上提高收缩比对进气道抗反压能力无明显作用,进气道流动状态不受收缩比变化的影响。此外,提高收缩比能显著提高被捕获冲压空气流所承受的压缩程度,但会承受额外的空气流量损失和气动阻力。     

总收缩比对RBCC进气道影响数值研究

为研究火箭基组合循环发动机（Rocket Based Combined Cycle,RBCC）进气道隔离段内激波串传播规律,利用数值模拟研究分析了在高、低反压作用下总收缩比变化对激波串驻留位置及流动分离区范围的影响,并进一步开展了总收缩比对进气道气动性能影响的仿真研究。研究结果表明：在承受额定反压作用下,进气道总收缩比存在临界值,在临界值下提高总收缩比能显著增强进气道抗反压能力,并影响激波串驻留位置。在临界值上提高总收缩比对进气道抗反压能力无明显作用,进气道流动状态不受总收缩比变化的影响。此外,提高总收缩比能显著提高被捕获冲压空气流所承受的压缩程度,但会承受额外的空气流量损失和气动阻力。     

实际进口条件下超声速燃烧室全流场研究

针对自行设计的超燃冲压发动机进气道/隔离段+燃烧室一体化模型,进行了燃烧室实际超声速来流条件下的冷态全流场试验研究与数值模拟,获得了模型在不同来流总压和燃烧室出口反压下的流场结构及沿程静压力分布。试验真实模拟了冷流条件下燃烧室实际的进口环境,结果表明:当燃烧室反压系数较低时,激波串在燃烧室扩张段附近形成;当燃烧室反压系数较高时,激波串在燃烧室进口处形成,并且由于凹槽的影响,激波串向燃烧室上壁面偏斜。     

一种高超声速二元混压式进气道的研究

 针对飞行马赫数为6.00的二元进气道模型开展了高焓脉冲风洞试验研究,分析了进气道在不设置反压和设置反压两种情况下的激波结构、内通道皮托压分布及隔离段出口的性能,并结合数值仿真分析了通道内的流场特性。研究结果表明:在无反压情况下,进气道内通道激波反射明显,靠近下壁面的皮托压值均低于其他测点,在隔离段出口截面,靠近侧壁皮托压有所降低;在一定反压条件下,结尾激波系上传至隔离段内,结尾激波位置不对称;堵塞度为62%的反压条件下,结尾激波系位于喉道位置,隔离段出口截面下半部分已经是亚声速流动;在来流马赫数Ma=6.07,迎角α=4.5°无反压情况下,隔离段出口总压恢复系数为0.477,平均马赫数为2.72,增压比为44,流量系数为0.81,表明进气道性能良好。     

抽吸对高超声速进气道抗反压能力的影响

对不同抽吸开孔率下某典型高超声速进气道进行了二维数值模拟,简要分析了压比变化对隔离段内部流场的影响,在该分析的基础上讨论了附面层抽吸对进气道最大抗反压能力的影响,给出了最大抗反压能力随抽吸流量之间的变化规律,分析了采用附面层抽吸技术提高进气道抗反压能力的原因.分析结果表明:采用附面层抽吸技术能够提高进气道的抗反压能力,相当于增加了隔离段的长度.抽吸孔面积越大,相对抽吸流量越大,进气道的抗反压能力越大.      

反压对隔离段激波串结构的影响

采用不同的无黏通量格式与湍流模型组合对轴对称圆截面隔离段进行了数值计算,选取与试验结果最匹配的组合研究隔离段在反压作用下的流场结构及参数特性.对不同反压下的独立隔离段模型和隔离段燃烧室模型进行了三维模拟,分析了隔离段反压比对其流场结构、出口参数及其中激波串形态的影响.针对该轴对称隔离段提出了其可承受的极限反压.比较了冷态均匀反压与燃烧诱导反压下的隔离段流场.结果表明:无黏通量格式与湍流模型的选择影响着激波串的形态和长度,对于隔离段数值模拟十分关键;隔离段出口参数受反压影响,出口处在激波串区域时,附近截面上静压分布的不均匀性较大,出口处在混合区时压力分布则相对更均匀,激波串发展程度影响隔离段出口压力均匀性;对于该圆截面隔离段及燃烧室,直接给定均匀的平面冷态反压所产生的激波串与燃烧反压下的激波串在结构形态和起始位置上未见明显差异.      

双模态冲压发动机进气道/隔离段流场的数值研究

进气道/隔离段装置是双模态冲压发动机的关键部件,在为发动机提供足够的空气流量的同时,还要有良好的起动特性和良好的出口流场品质。采用有限体积法,隐式的二阶TVD迎风格式和S-A湍流模型,对进气道/隔离段装置进行了数值研究,分析了不同收敛角以及不同外罩长度对进气道/隔离段性能的影响。研究结果表明隔离段进口在马赫数高,畸变小的情况下承受反压能力强,流场出口品质好。      

某典型二元高超声速进气道内二次流分析

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。     

反压作用下隔离段性能估算方法研究

在前期隔离段研究结果基础上,对不同来流马赫数及不同反压下等直隔离段的出口温度、压力和马赫数进行了分析。通过大量拟合,得到了不同反压下隔离段出口温度、压力及马赫数间的拟合式,给出了预估任意反压下,隔离段出口马赫数和温度的方法;研究了隔离段最大承受反压与无反压下隔离段出口马赫数的关系,分别给出了均匀来流和非均匀来流时隔离段最大承受反压的拟合关系式,为最大反压比的估算提供了方法;同时还给出了均匀来流条件下等直隔离段长高比的工程选取拟合式。     

反压诱导方式对超燃冲压发动机隔离段流动特性影响

为了探究传统机械限流方式同燃烧释热对隔离段流动特性影响的异同,采用实验结合数值计算的方法研究了限流方式与实际燃烧诱导压升的差异.使用氢燃料进行不同当量比的燃烧实验,并使用燃烧室出口安装楔块的方式进行限流实验,对比了来流条件相同,且隔离段出口压比相同时两种实验下的压力分布.使用经过验证的数值方法模拟了不同隔离段出口压力下燃烧状态及对应的限流状态,对比了两种状态下隔离段流场细节.实验结果表明:激波链即将进入隔离段时,两者的压力分布大致相同;激波链进入隔离段后,隔离段出口压比2.3,两者的壁面压力分布有明显差别.此状态下的计算结果表明:燃烧状态下隔离段内分离区首先出现于下壁面,激波链向上偏折;而限流状态分离区出现于上壁面,两者的流场会有一定差异.反压继续增大的计算结果表明:隔离段出口压比达3.0时,两者的隔离段内流场差别逐渐减小并最终趋于一致.燃烧反压场与限流实验的模拟反压场一致时,才能直接采用限流实验的结果评估反压对进气道的扰动风险.      

超燃冲压发动机进气道不起动仿真研究

对超燃冲压发动机进气道-隔离段进行了二维稳态流场数值模拟,给出了超燃冲压发动机进气道起动到不起动整个过程的数值模拟结果。得到了不同压比下、不同攻角下进气道-隔离段内部流场等压线图,分析了进气道-隔离段壁面静压分布特性,初步给出了进气道不起动状态的判断准则。      

高超声速进气道再起动特性分析

1引言未来高超声速飞行器飞行必然要经历低马赫数飞行过程,因此高超声速进气道同样要面临低马赫数下的不起动问题,那么进气道一旦进入不起动,如何才能再起动?再起动的特征是怎样的呢?常规内压式进气道再起动过程中存在迟滞回路现象,高超声速进气道的再起动过程是否也有相似的现     

带高超进气道的隔离段流动特性

用Ma=5.3的风洞实验和数值模拟研究了高超三维侧压式进气道后的了段流动特性，隔离段的长高比为8。实验结果表明，位于进气道喉道的隔离段入口气流参数沿高度有极大变化，造成隔离段内上下的流态显著不同，研究发现，隔离段进出口最大允许压比与正激波压比基本相同，用Waltrup的经验公式作等直隔离段的初步设计是合适的。     

二元高超声速进气道自起动特性试验

为了研究二元高超声速进气道的自起动特性,针对一带前掠侧板的混压式二元进气道,在来流马赫数为4和3.5状态开展了风洞试验,利用反压系统实现了进气道的起动、不起动和自起动过程.分析试验结果可知,进气道在来流马赫数为4和3.5状态均可自起动,但在来流马赫数为3.5,2°攻角状态不能自起动.当反压过大引起进气道不起动时,侧板根部均存在分离包、分离激波并引起溢流.从不起动状态进气道的流场结构看,该二元进气道的不起动属于软不起动,其机理不同于经典的自起动理论.但是试验结果表明,进气道的自起动马赫数仅略低于自起动理论值.当内压段入口马赫数低于2.5时,采用经典自起动理论估算自起动性能仍具有较高的精度.      

超燃冲压发动机等截面隔离段流动特性的LBM模拟

为了探寻研究超燃冲压发动机隔离段内复杂流动的新方法,采用耦合的双分布函数格子-Boltzmann方法(LBM)对不同条件下隔离段内的流动进行了研究,分析了出口反压、进口马赫数、进口附面层厚度对隔离段流动特性的影响.结果表明:随着出口反压、进口附面层厚度的增加,以及进口马赫数的减小,可使激波串起始位置前移.结果说明耦合的双分布函数LBM有望成为研究超燃冲压发动机内复杂流场的一种有效的数值模拟手段.      

非对称来流隔离段流动特性研究

1引言隔离段是超燃冲压发动机的一个重要气动部件,在进气道与燃烧室之间构建一气动热力缓冲区域,为进气道提供一个较宽的连续工作范围。通常超燃冲压发动机位于高超声速飞行器下表面的中后部,这样自由来流需要经过一段较长的前体后进入进气道,这就造成进气道进口靠近机体一侧存