超燃冲压发动机双凹腔燃烧室氢气燃烧流场分析

为了比较超燃冲压发动机中双凹腔燃烧室相对于单凹腔燃烧室在促进燃烧方面的优势,运用高速摄影仪拍摄了氢气当量比为0.07时燃烧室中的火焰情况,结合数值仿真结果,得出如下结论:小当量比情况下氢气燃烧很稳定,燃烧区域主要集中于前凹腔的剪切层和该凹腔所围成的三角区以及该凹腔下游壁面位置,燃料喷口周围没有火焰;无论是串联凹腔燃烧室还是并联凹腔燃烧室,相同条件下燃烧时壁面压力均比单凹腔燃烧室高,串联凹腔之间的回流区为燃烧提供了有利的条件;在一定范围内,串联凹腔之间的距离越近,燃烧放热越集中,壁面压力越高.      

基于先锋氢点火和双凹腔火焰稳定的煤油超声速燃烧特性

采用先锋氢火焰点火方式和串联双凹腔火焰稳定机制,开展了模拟飞行马赫数4.0纯净空气条件下液态煤油燃料超声速点火、火焰稳定和燃烧特性的试验研究。典型的燃烧室进口来流状态为马赫数2.0,总温约815K,总压700～800kPa。试验中上游凹腔采用喷油/点火一体化设计并几何结构保持恒定,分别研究了下游凹腔深度10mm,12.5mm和15mm时对煤油超声速点火、火焰稳定和燃烧特性的影响;此外,通过串联双凹腔沿轴向后移及间距拉大,研究了其对煤油超声速燃烧特性的影响。试验结果表明:(1)采用先锋氢辅以火花塞点火方式可以可靠实现煤油燃料超声速点火,并最终实现自持稳定燃烧。(2)下游凹腔起到了很好的火焰稳定器作用,增大凹腔深度可以有效地增强火焰稳定性能,同时扩展火焰稳定的油气比范围。(3)双凹腔后移使得主燃烧区向下游移动,在相同油气比条件下有效缓解燃烧诱导压升对上游隔离段的扰动。     

设置空腔的超声速燃烧室流场数值模拟

用数值解二维 N- S动量守恒、能量及组分守恒方程 ,模拟了一个设置空腔的超燃燃烧室流场参数分布及性能。计算结果表明 ,空腔扩大了超燃燃烧室的火焰稳定工作范围 ,并提高了燃烧效率。在计算的燃烧室进口状态下 ,空腔内的平均温度、压力取决于空腔内的平均混气比 ,当混气比接近于恰当比时 ,空腔对燃烧室性能影响最大     

过渡型凹腔超声速燃烧流动振荡抑制方法

针对长深比为10.0的过渡型凹腔在隔离段入口马赫数为3.0条件下存在的冷流自激振荡现象,提出了一种凹腔内增加肋条抑制振荡的方案。通过试验和数值计算,对该方案抑制振荡的效果进行了检验,并分析了肋条增加前后燃烧室流场结构和燃烧性能的差别。研究发现：通过在凹腔内增加肋条能够消除过渡型凹腔冷流工况下存在的175.8 Hz的自激振荡,燃烧流场也更加稳定;增加肋条后凹腔的稳焰能力有所降低,部分在凹腔未完全燃烧的煤油进入扩张段后继续发生反应,从而使燃烧区向下游延伸、增大,发动机的燃烧效率和净推力分别降低5.4%和8.9%,但推力更加平稳;燃烧室一维平均热流密度峰值由2.9 MW/m²降低至1.8 MW/m²,燃烧室的热环境大幅改善。     

Scaling effects on combustion modes in a single-side expansion kerosene-fueled scramjet combustor

The combustion modes in two different scramjet combustors with the mass flow rates of 1.8 kg/s and 3.6 kg/s are experimentally investigated to explore the scaling effects on supersonic combustion with a Mach number 2.0 inflow. It is found that the scramjet combustor with a larger scale can broaden the flame rich blowout limit. As the Equivalence Ratio (ER) increases, the combustion in the small-scale combustor maintains in the cavity-stabilized mode, and the flamebase moves downstream along the cavity shear layer; however, the combustion in the large-scale combustor gradually transfers from the cavity-stabilized mode to the jet-wake-stabilized mode. The differences in the cavity residence time, the ignition delay time and the Damkohler number caused by different scales of the scramjet combustor are likely to account for the scaling effects on the combustion modes.     

Experimental study of hysteresis and catastrophe in a cavity-based scramjet combustor

Hystereses and catastrophes were experimentally investigated in a cavity-based scramjet combustor. The inflow Mach number was 3.0. Fuel Equivalence Ratio(ER) was continuously regulated with multi-steps to explore influences of historical regulation directions on combustion states. Two divided hysteresis loops with catastrophes were observed. By 1-D flow estimations,the first loop occurred with shock-free/separated scramjet mode transitions, while the second kept in the separated scramjet mode. T...     

壁面凹腔强化H2超声速燃烧的数值模拟

为了分析凹腔火焰稳定器强化H2超声速燃烧的流动特性，运用数值模拟方法研究了凹腔对超声速燃烧室性能的作用规律。结果表明：凹腔的火焰稳定机制主要在于富含自由基的高温回流区，燃烧室结构设计采用凹腔火焰稳定器能够起到稳定燃烧和增强混合的作用；与直通道燃烧室相比，凹腔燃烧室尽管总压损失较大，但可以获得较好的混合和燃烧性能。     

ATR发动机燃烧室波瓣混合器张角及瓣宽比对掺混、燃烧特性的影响

为了促进空气涡轮火箭发动机燃烧室内来自压气机的空气和流经涡轮的富燃燃气的掺混、提高燃烧效率,本文基于空气涡轮火箭发动机燃烧室入口结构参数设计了波瓣混合器,并采用数值模拟方法通过调整张角及瓣宽比对波瓣结构进行优化。结果表明：1）保持外张角不变,增大波瓣内张角可以有效改善内涵燃料在燃烧室中心轴附近区域燃烧不完全的状况;2）在内、外张角相同的条件下,通过减小瓣宽b2使瓣宽比 大于1可以提升掺混及燃烧效率;3）相对于非反应流动,波瓣诱导流向涡在反应流中强度更高,沿径向向外移动的速度也更快;4）带有波瓣结构的燃烧室内,因内、外涵气流掺混造成的总压损失很小,80%以上的总压损失是由加热造成的。     

应用PIV技术测试模型环形燃烧室流场

采用粒子图像测速仪(PIV)测量带双级旋流器模型环形燃烧室内冷态和燃烧流场,试验研究不同进口气流温度对其冷态和燃烧流场内回流区的形成以及气流速度分布的影响,试验结果表明:燃烧室燃烧流场内回流区长度要比冷态流场短,燃烧流场的脉动速度明显大于冷态流场;另外随着进口气流温度增加,燃烧室冷态和燃烧流场的回流区长度都稍有减少.      

回流燃烧室流动特性试验

为了揭示有/无燃烧状态下燃烧室热态和冷态流场的特征和流动特性,针对某型回流燃烧室单头部试验件,使用粒子图像测速仪（PIV）,测量燃烧室燃烧状态下不同截面处的热态流场,以及没有燃烧状态下不同截面处的冷态流场,探讨不同总压损失系数对回流燃烧室热态/冷态流场特征及流动特性的影响。研究表明:随着总压损失系数的增大,冷态条件下各截面流场结构基本保持不变,如射流孔穿透深度、射流角度、回流区位置及大小、流线等基本保持一致,但是各位置点速度大小逐渐增大。热态条件下各截面流场随着总压损失系数增大,流场结构也基本保持不变;相同总压损失系数时,热态流场与冷态流场存在差异,燃油喷射与气流的相对运动将会对燃烧室头部的流场结构造成影响,速度较冷态流动时略微增大。      

试验研究旋流数对燃烧室气动性能的影响

为了深入了解双级轴向旋流器的旋流数变化对模型环形燃烧室内气流结构与气动性能的影响,采用粒子图像速度仪(PIV)对燃烧室内冷态和液雾燃烧流场进行测量,试验研究在冷、热态情况下不同旋流数对模型燃烧室内回流区的尺寸、平均速度(u,v)、脉动速度(U<,rms>,V<,rms>)以及雷诺剪切应力u'v'分布的影响.研究结果表明...     

同轴突扩燃烧室低频不稳定燃烧数值模拟

采用大涡模拟耦合预混燃烧方法,建立了液体冲压发动机不稳定燃烧计算模型。对模型发动机进行了不稳定燃烧数值研究,计算得到的发动机内压强振荡和火焰传播过程与文献中的实验数据吻合较好。结果分析表明,突扩构形发动机内大尺度的旋涡结构支配了燃烧室中的火焰传播过程,旋涡运动耦合非稳态的燃烧热释放是激发燃烧室低频压强振荡的重要原因。     

凹腔前缘角对超声速燃烧室性能的影响

针对带有不同前缘角的凹腔内流动和燃烧过程,分别在冷态和燃烧条件下探讨了前缘角对凹腔内流动损失及阻力特性的影响.研究表明:在壁面垂直喷射的喷口上游和凹腔内部均会形成低速、高温回流区,有利于点火及火焰稳定,燃烧反压通过边界层的亚声速区域上传,形成激波/边界层干扰结构.减小前缘角,可使剪切层分离位置提前,更偏向凹腔内部,导致凹腔后壁面再附激波增强,进而增大了总压损失,降低了总压恢复系数;亦可导致凹腔前、后壁面压差阻力增大,阻力系数上升.进一步认识了凹腔内部流场及稳焰增混机理,进而为优化凹腔结构设计提供依据.      

RBCC发动机亚燃模态一次火箭引导燃烧的实验

针对使用液体煤油燃料(JP-10)的火箭基组合动力循环(RBCC)发动机在亚燃模态下使用一次火箭作为引导的燃烧组织开展了实验研究.实验在低来流总温条件下,使用小流量一次火箭羽流作为引导火焰可以实现液体煤油的可靠点火和稳定燃烧,并在扩张燃烧室中实现“热力壅塞”,从而完成RBCC发动机亚燃模态的高效燃烧.在目前发动机燃烧室构型下,通过一系列的发动机壁面压力分布曲线和推力增益的比较,研究了凹腔,支板及壁面喷注位置对发动机性能的影响.实验的结果表明:在一次火箭的下游使用支板喷注器可以使得燃料较容易的分布在主流中,并且在一次火焰羽流的引导下可以实现稳定高效的燃烧.支板喷注器的位置对于发动机的性能有很大的影响,在凹腔前壁面横向喷注燃料,有利于RBCC发动机燃烧性能的提升.为了获得较优的发动机亚燃模态性能,需要进一步对燃料的喷注策略开展优化研究.      

方腔折流燃烧室冷态流场研究

方腔折流燃烧室是针对小型燃气涡轮发动机所设计的新型燃烧室设计方案,其目的是为了克服常规回流燃烧室所存在的总压损失较大、出口温度分布控制困难等问题。通过对方腔折流燃烧室和回流燃烧室的冷态流场进行数值模拟,发现在相同的工况下,方腔折流燃烧室具有对称的头部流场,其回流区空间尺度是常规回流燃烧室的9.4倍,回流强度是常规回流燃烧室的1.8倍,而火焰筒壁面总面积仅为常规回流燃烧室的51%,进出口总压损失仅为常规回流燃烧室的69.4%。     

超燃冲压发动机燃烧室流场数值模拟

对台阶和凹腔组合的超燃冲压发动机燃烧室结构进行了数值模拟分析。在冷态流场中,分析了组合结构流场特性和激波特点,同时对以氢气为燃料的燃烧室流场进行了数值模拟。模拟结果表明：台阶下游和凹腔处存在有利于燃烧和火焰稳定的回流区,能够增强凹腔卷吸的效果,从而可以增强燃料的混合;在燃烧流场中,凹腔是火焰稳定的主要区域,燃烧效率较高,此结构能够很好地起到增强燃烧的作用。     

采用斜坡凹槽稳焰器强化H_2超燃的数值研究

用迎风TVD格式求解三维多组分体系的全N S方程 ,化学反应源项采用点隐处理 ,H2 和空气的超燃模型用 11组分、 2 3步基元反应模型描述 ,得到了凹槽燃烧室不同截面组元、当量比、压力、温度等值线和速度场的分布。计算结果表明 :凹槽稳焰器的回流区可提供高温自由基 ,有助于超燃点火 ;火焰在凹槽内和凹槽后斜坡的尾迹中驻定。结果对定量认识凹槽H2 超燃流场、设计高效率和优化结构的一体化凹槽有着重要意义。     

气动斜坡/ 燃气发生器方案燃料掺混性能研究

为了研究气动斜坡喷注器在提高掺混、点火及稳定火焰方面的作用,通过数值仿真方法,对气动斜坡及单孔直喷/燃气发生器2种方案冷流掺混流场进行了对比研究。结果表明:气动斜坡方案在燃烧室中能形成更强、更复杂的流向涡结构,对增进燃料掺混作用明显;在燃烧室后半段2种方案羽流面积相差不大,但是气动斜坡方案燃料质量中心在燃烧室中心区域附近,直喷方案燃料质量中心更靠近燃烧室上壁面,气动斜坡方案燃料分布更加均匀,到燃烧室出口处,掺混效率比直喷方案的高约10%;与直喷方案相比,气动斜坡方案对主流的影响更小,总压恢复性能优于直喷方案的,在燃烧室出口处,总压恢复系数比直喷方案的高约10%。     

低马赫数下多凹腔燃烧室非稳态燃烧过程

作为稳定火焰的有效手段之一,凹腔构型在冲压发动机燃烧室研究中占有重要地位。在对以煤油为燃料的多凹腔燃烧室冷/热态流动特性分析的基础上,重点研究低进口马赫数条件下燃烧室点火起动初期非稳态过程。结果表明：上游凹腔内大涡结构有助于提高燃料的驻留时间,未燃混气被高速主流带入下游凹腔内继续反应,进一步提高燃烧效率;燃油喷射速度决定被卷吸进回流区的燃油质量分数的大小,进而影响燃烧效率高低;燃烧室点火起动初期出现了主流熄火、火焰逆流传播以及主流再着火等复杂现象,火焰逆流传播现象是在上游凹腔内燃料自燃与下游燃烧释热压缩来流两种机制共同作用下完成的。     

采用斜坡凹槽稳焰器强化H2超燃的数值研究

用迎风TVD格式求解三维多组分体系的全N－S方程，化学反应源项采用点隐处理，H2和空气的超燃模型用11组分、23步基地反应模型描述，得到了凹槽燃烧室不同截面组元、当量比、压力、温度等值线和速度场的分.布计算结果表明：凹槽稳焰器的回流区可提供高温自由基，有助于超燃点火；火焰在凹槽内和凹槽后斜坡的尾迹中驻定。结果对定量认识凹槽H2超燃流场、设计高效率和优化结构的一体化凹槽有着重要意义。