旋转爆震冲压发动机总体性能分析

为了快速可靠地评估旋转爆震冲压发动机的总体性能,针对冲压模态下的旋转爆震发动机建立了性能分析模型。模型以飞行条件和冲压发动机关键几何参数作为输入参数,结合气体动力学和C-J爆震理论,获得旋转爆震燃烧室的流场参数分布以及发动机喷管排气参数,输出发动机推力以及燃料比冲,建立了基于连续旋转爆震的冲压发动机性能评估方法。模型参与反应的燃料和氧化剂分别为煤油以及空气,主要研究了燃料温度、喷管喉部面积、燃烧室环面面积、反应物当量比、飞行马赫数以及飞行高度对发动机燃料比冲、推力的影响趋势。研究结果表明,控制其它变量不变,发动机推力与燃料比冲随燃料温度上升而提高;随喷管喉部面积、燃烧室环面面积减小而增大;随飞行高度增加而降低;燃料比冲随当量比、马赫数增大而减小,而推力随当量比、马赫数增大而增大。在高度为25 km、马赫数为4、当量比为0.6的工况下,发动机燃料比冲可达到1 740 s。分析结果表明,模型计算方法可靠,可快速计算出旋转爆震冲压发动机的推力性能,为旋转爆震冲压发动机的设计提供可靠参考。     

中心锥喷管喉道比参数对旋转爆轰燃烧影响的数值研究

旋转爆轰发动机的推进性能与尾喷管的设计有关。为探究中心锥喷管的喉道比参数如何影响旋转爆轰波的传播模态及旋转爆轰发动机的推进性能，采用三维欧拉方程结合氢气/空气基元反应模型，对不同喉道比参数下的旋转爆轰发动机进行了数值模拟与流动分析。数值结果显示，随着喷管喉道比的减小，旋转爆轰波依次呈现出稳定单波模态、单双波交替的混乱燃烧模态和爆燃燃烧模态。研究发现，喉道处产生的反射激波是影响RDW传播模态的关键因素。随着喉道比的减小，反射激波强度逐渐增强，并与新鲜来流混气作用引发局部热点，使单波模态转变为单双波交替的混乱燃烧模态；随着喉道比进一步减小，反射激波的高压作用使爆轰波熄爆，燃烧模态转变为爆燃燃烧。对推力性能的进一步分析表明，单波模态下发动机的推进性能随喉道比的减小而增强，且明显好于混乱模态和爆燃模态。     

旋转失速激振力作用下航空发动机转子振动特性

为分析转子系统在压气机旋转失速故障作用下的横向振动,针对某型航空发动机转子系统,根据Mansoux模型推导了旋转失速下的压力、流量脉动响应及旋转失速横向激励力模型,并结合不平衡力、碰摩力模型,建立了航空发动机转子系统的动力学模型.仿真计算了不同工况下旋转失速激振力对转子系统振动响应,通过轴心轨迹图、频谱图、Poincare图、Bode图分析了旋转失速激振力对转子系统稳定性的影响.结果表明:旋转失速引起压气机转子强烈的非线性振动,并主要是低频振动.研究成果可为航空发动机设计和振动监测提供技术支持.      

非预混喷注对旋转爆震发动机影响的数值研究

为了研究真实情况下非预混喷注对旋转爆震发动机工作过程的影响,采用氢氧7组分8步化学反应的基元反应模型,忽略黏性、热传导和扩散等输运效应。对真实情况下燃料(H₂)和氧化剂(Air)分开喷注的旋转爆轰发动机进行三维数值模拟,深入分析了非预混条件下的旋转爆震波流场结构,探讨了燃料喷注方式对发动机性能的影响。计算结果表明:本文方法可有效模拟燃料与氧化剂非预混喷注的旋转爆震波流场。在给定的计算条件下,不同喷注方式发动机的爆震波平均传播速度大约为1640~1840 m/s;平均推力为90~100 N;基于混合物的比冲为820~900 m/s。随着燃料喷注位置的前移,发动机性能明显提高;燃料喷注角度对发动机性能影响较小,随着喷注角度的减小,发动机性能逐渐提高,提高幅度较小;燃料双侧喷注的性能明显优于单侧喷注。旋转爆震发动机的性能与燃料/氧化剂的冷流掺混效果成正比。     

旋转冲压发动机驻涡燃烧技术研究现状分析

旋转冲压发动机是一种全新概念发动机，采用激波增压和驻涡燃烧技术。其显著的高效、低污染特性引起越来越多人关注。本文首先扼要介绍了旋转冲压发动机总体结构，然后介绍了驻涡燃烧技术的概念和研究现状，最后描述了旋转冲压发动机中驻涡燃烧室的结构特点。     

旋转爆震发动机研究进展综述

旋转爆震发动机以超声速爆震形式增压燃烧，具有结构简单、比冲和效率高、工作域宽等一系列优点，除自身单独作为动力装置外，也可与涡轮发动机、冲压发动机和火箭发动机进行组合，更加有效提升原动力装置性能，在航空航天领域未来应用前景广阔。本文论述了旋转爆震发动机的结构及基本工作原理，阐述了国内外在机理研究和技术验证上的最新进展，并对一些重点在研项目进行介绍。面向现有研究进展，提出解决燃料喷注与掺混、爆震波传播控制、进排气系统设计等关键技术问题是未来旋转爆震发动机的主要研究方向。基于旋转爆震发动机的优势和作战武器装备发展态势，进一步对旋转爆震发动机的军民用领域进行展望。     

封严涂层的性能评价及研究进展

封严涂层系统可以改善飞机燃气涡轮发动机中旋转部件和固定部件之间的密封性,已成为提高发动机工作效率．延长发动机服役寿命的主要方法之一。本文阐述了目前封严涂层的应用及性能评价的研究进展．描述了未来封严涂层的发展趋势。     

大L＊脉冲发动机内弹道性能的实验研究

本文介绍了远程火箭中间段制导地面动态联试用的大Ｌ＊脉冲发动机内弹道性能实验研究的情况，包括静态点火试验、动态旋转试验和高低温环境试验的情况。试验数据与设计数据符合良好。试验结果表明，脉冲发动机的主要性能满足与弹上控制系统动态联试的要求，但也带有大Ｌ＊发动机的某些明显特点。     

旋转爆震发动机数值研究

采用9组分19步的基元反应模型,忽略黏性、热传导和扩散等输运效应,对以2H2+O2+4N2为反应混合物的旋转爆震发动机进行了二维模拟。采用分段填充方法起爆旋转爆震波,研究结果表明,分段填充方法可以有效的形成沿同一方向传播的爆震波;详细分析了内部流场结构,旋转爆震波会使流场呈现周期性变化,斜激波和接触间断面是造成流场在出口平面波动的主要原因。旋转爆震发动机具有较高的比冲,基于燃料的平均比冲为49131.5 N.s/kg。     

旋转固体火箭发动机一维内弹道计算

给出了带“锥－柱形”装药的旋转固体火箭发动机的一维内弹道计算方法，其燃速计算采用分析方法，喷管流量采用等熵旋转喷管流的简化方法。所得结果和旋转试车台上实测的实验结果吻合较好，计算和实验表明，“锥－柱形“装药呈现较大速度效应。文中提供了计算方法具有较高预示精度，可推广到其它药型旋转发动机的内弹道计算，对旋转发动机设计具有指导作用。     

星孔药柱旋转发动机工作过程数值模拟

建立了星孔药柱发动机在旋转状态下工作过程仿真的物理模型和计算模型，给出了部分计算结果。通过数十发实验获得了燃速加速度敏感性的经验关系式，并且采用全尺寸发动机进行了实验验证。实验和理论预示压强时间曲线具有良好的一致性。     

新型气动雾化喷嘴喷雾特性的实验研究

对一种新型气动雾化喷嘴的喷雾特性进行了实验研究。该喷嘴的喷雾是由环缝射流和中心旋转射流剪切破碎中心燃油射流而形成。实验用二维激光测速测粒仪对喷嘴下游几个截面上气流和液滴的平均速度和脉动速度,以及液滴的粒度和浓度沿径向的分布进行了测量。研究了中心旋流强度对喷雾的影响。测量结果显示喷雾中心存在低速区和固体涡核,而喷雾边缘具有较高的速度。浓度呈空心分布。喷雾具有很大的湍流脉动。      

基于超大涡模拟的燃烧室气动性能仿真研究进展

航空发动机燃烧室涉及旋流、雾化蒸发、掺混、化学反应、湍流与火焰相互作用等多尺度强耦合物理化学过程,相关的高 精度建模和数值模拟面临极大的挑战。超大涡模拟是近些年发展的兼顾计算精度、计算效率和强鲁棒性的数值模拟新方法,具备 试验室尺度和复杂工程应用场景下湍流流动与燃烧仿真能力。针对航空发动机燃烧室相关流动与燃烧基本特征,阐述了超大涡 模拟的理论方法及特点,从旋流流动、湍流燃烧、液雾雾化、碳烟生成、燃烧不稳定等典型多物理过程,以及双旋流模型燃烧室和高 温升燃烧室气动性能集成仿真等方面介绍了超大涡模拟的研究进展,对涉及的物理机制进行了分析,为超大涡模拟在航空发动机 燃烧室中规模化工程应用提供了坚实支撑。超大涡模拟在较低的计算资源消耗下具备与传统大涡模拟相当的计算精度,是一种 经济可承受的燃烧室高精度气动性能仿真新方法。     

贫燃预混旋流火焰PIV和OH-PLIF瞬态同步测量

为了研究贫燃预混旋流火焰流场与火焰结构特性,设计了强受限预混旋流燃烧器,搭建了PIV(粒子图像测速)和OH-PLIF(平面激光诱导荧光)瞬态同步测量系统。针对典型贫燃工况开展了瞬态同步测量研究,获得了多个截面的瞬态和时均流场速度和OH分布信息。研究表明:低当量比不稳定燃烧工况下,伴随着角涡回火现象,燃烧室底部角落存在明显火焰反应区;由于旋流拉扯效应导致OH分布结构边缘产生褶皱,并出现多个OH“孤岛”;旋流火焰外沿位于喷嘴射流的内侧剪切层;增加当量比,火焰流场结构与反应区分布与低当量比类似,但燃烧更稳定,火焰高度有所增加;内部回流区的经典双涡结构分裂为多个旋涡,存在旋涡进动、破碎的现象。     

轴向旋涡强化矩形喷流掺混的机理研究

本文介绍了在低速射流风洞上开展的二维喷管来流带旋涡的模拟实验。通过流场观察，壁面静压和矩形喷流三维流场的测试。     

变截面管道旋流进气加热的数值模拟

为了研究整体强旋流进气对燃烧室状态改变和对应能量转换特性的影响,突出加热对旋转速度和旋转动能变化的作用,计算了等截面和变截面环形燃烧室中预混旋流甲烷/空气在冷态和燃烧态下的流场,并分析了流场旋流特性的变化。结果表明:提高轴向速度和使用变截面管道结构有助于提高旋流气体的旋转速度,旋流气体在加热条件下旋转速度会增大。采用变截面管道旋流进气加热能够较好实现热能向旋转动能的转变,在燃烧室设计中可以作为能量转换设计的1种潜在方法。     

超声速气流中轴向涡强化混合及燃烧的数值研究

通过求解N－S方程，数值计算了扩张圆管内的非平衡流动，并研究了超声速混合和燃烧的强化技术。结果表明，在超声速领域，预旋燃料方式是一种比较有效的强化技术。     

多旋流LPP影响燃烧特性的数值分析

对贫油经由双级旋流器在突扩燃烧室内的旋流扩散燃烧反应进行了CFD数值研究。通过改变一级旋流器和二级旋流器的空气流量分配,定量研究了旋流杯内油气的局部混合和蒸发对双旋流燃烧特性的影响。结果表明,合理的气量分配使旋流杯内的油气具有较明显的贫油部分预混合预蒸发LPP效应;使燃烧室头部区域具有LPP燃烧特性：头部燃烧区位置和结构合理,温场峰值低且比较均匀,产生较少的NO污染物。相关计算结果与试验结果相符合。