空天飞机超燃冲压发动机燃烧室的气动设计

本文首先说明了单级入轨的空天飞机采用超声速燃烧冲压发动机的必要性。采用一维气体流动的关系式分析了超燃冲压发动机燃烧室的性能和气动设计,然后介绍了NASA Langley 研究中心关于超燃冲压发动机燃烧室气动设计研究工作的主要结果,重点介绍了混合、点火和冷却等问题。最后,讨论了超燃冲压发动机燃烧室气动热力学的地面试验技术与计算流体力学方法。根据试验结果与计算结果,分析了典型超燃冲压发动机燃烧室的性能。     

双模态超燃冲压发动机研究进展

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     

激波风洞高超声速摩阻直接测量技术研究

介绍了在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)激波风洞中进行的摩阻测量技术研究情况。在测量研究中,设计了压电型摩阻天平,为了提高摩阻天平的校准和风洞试验测量结果精度,便于风洞试验和校准之间安装的变换,本项研究的摩阻天平采用一种新结构,也就是测量表面和摩阻天平本体可以分离的分体式结构,由此确保在不同使用场合下,摩阻天平的测量表面或者校准加载块可拆卸和更换。验证性试验是在 CARDC 0.6m 激波风洞中进行的,流场名义马赫数分别为8和10,单位雷诺数分别为2.85×107/m 和1.58×107/m,试验中测量了带压缩拐角的进气道模型表面三个测点的摩擦阻力,也测量了摩阻测点及其附近热流,测量结果表明:模型表面的摩阻和热流与雷诺比拟准则符合得较好。     

烧蚀端头锥模型激波风洞试验研究

介绍了在激波风洞中用压电天平进行1m量级烧蚀端头大模型五分量气动力试验研究情况。试验目的是测量出烧蚀端头模型的Cm0和Cn0,以期为端头烧蚀模型的Cm0和Cn0换算到全尺寸飞行器下提供试验依据。针对设计部门关心的Cm0和Cn0测量,在天平设计上采取了粗短主体结构另配支杆的方式;在风洞试验中采用正负攻角等较为有效的方法。风洞试验主要结果如下:烧蚀变形对锥模型轴向力影响较大,对其余的气动力分量影响值较小。在0°攻角下Cm0为10-4量级,Cn0为10-3量级,配平攻角约为0.028°。由此表明:激波风洞压电天平能够测量该烧蚀端头模型的小Cm0和Cn0。     

高超声速飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计研究

开展了高超声速飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计方法的研究.以多目标遗传算法为优化方法,采用一维流动模型计算性能指标,对机身下壁面前体和后体型线进行了优化设计,得到了Pareto最优前沿面.计算结果表明该方法可大大提高机身/发动机的匹配水平,获得高性能的设计方案.该方法可进一步推广应用于包含更加精确的流动模型的优化设计当中.     

应用于激波风洞的半导体应变天平技术研究

对于有效试验时间仅有十至几十毫秒的激波风洞,常规应变天平和压电天平无法满足高精度气动力测量要求。半导体应变计的应变灵敏度远大于常用的金属电阻应变计,但其温度系数比金属电阻应变计高出2个数量级。针对此问题,设计了温度自补偿的半导体应变计并应用于等强度梁试验,结果表明:温度自补偿能够有效改善半导体应变计的温度效应,可将温度漂移降低至0.2% FS。在此基础上,设计了一杆高频响六分量半导体应变天平,通过天平、支杆一体化等设计,将测力试验系统的一阶固有频率提升至100 Hz以上。天平静态校准结果表明:该天平的综合加载误差达到国军标合格指标,综合加载重复性达到国军标先进指标。激波风洞B-2标模测力验证试验结果表明:在有效试验时间内,该天平可获得一个周期以上的输出信号,风洞试验结果与气动手册参考值、CFD计算值吻合较好。     

激波风洞流场密度测量的聚焦纹影技术

在激波风洞试验中发展了聚焦纹影显示技术,对流场的密度进行了定量测量.聚焦纹影显示具有对流场区域聚焦显示的特点,可获得流场某个聚焦测试区域的密度变化信息.依据聚焦纹影成像原理建立了密度计算数学模型,对试验中获得的带窗口模型流场聚焦纹影图像与试验前获得的流场图像灰度变化处理后,得到了流场聚焦区域的密度定量值.试验测量密度值与数值计算结果进行了比较,结果表明试验获得的密度值变化规律与数值模拟吻合较好,证实了利用聚焦纹影技术开展流场密度测量是可行的.     

应力波天平在国内激波风洞上的应用

介绍了应力波天平的特点、原理,通过应力波天平设计、制作、校准、试验、数据处理等方面在中国空气动力研究与发展中心φ0.6m激波风洞上的应用情况,指出有必要在国内激波风洞上更进一步地开展应力波天平测力技术.     

在高超声速脉冲风洞中使用的六分量天平测力系统和10°尖锥模型的气动力测量

在中国科学院力学研究所的 JF-4B 高超声速脉冲风洞中,对于半锥角为10°的尖锥模型进行了来流马赫数为7.8和9.9的吹风实验,在不同的α角和β角下使用六分量的压电天平进行了气动力测量。用以鉴定六分量测力系统的可靠性,并检验了新的试验段和α角与β角分别单独可变的模型支架对模型测力实验是否有干扰。实验结果与文献给的结果进行比较表明:六分量压电天平测力系统给出的实验数据是比较可靠的。     

高超声速脉冲风洞中带燃料的超燃冲压发动机模型试验

给出了在ITAM最近投入使用的高超声速脉冲绝热压缩风洞AT-303中进行超燃冲压发动机模型实验的结果.实验马赫数M∞≈8,运行时间τ=50~60 ms,雷诺数范围Re1∞=2.7×106~4.0×107,模型表面的边界层自然转捩.在实验中,模型中有燃料供给:把气态氢以超过化学量比率的空气燃料因子注入到燃烧室.提供了足以发生氢燃料自点燃的流动条件.测量了沿进气道楔型压缩面和整个发动机通道上的纵向压力和热流分布.所获数据与同一模型在热射流风洞IT-302M(实验马赫数M∞≈6,8,运行时间τ=100~120 ms,雷诺数范围Re1∞=(1.3~1.8)×106,进气道压缩面和侧压缩面进行了边界层转捩).结果表明:实验模型发动机在两座风洞中进行实验所获得的流态类型相同.发动机刚刚启动时,在进气道入口及其下游的发动机通道内形成超声速流.注入氢后,首先在燃烧室内形成平均流速是超声速的燃烧流动.之后,在燃烧室出口出现热拥塞现象、在进气道扩压段产生伪激波流态.在两座风洞中进行了进气道和发动机通道的流动特征试验,获得了令人满意的结果.     

低速风洞推力矢量试验技术研究

介绍了中国航天空气动力技术研究院FD-09低速风洞利用YF-16标模作为研究对象开发的一种推力矢量试验系统,系统利用中压气源提供的最大2.0 MP a压缩空气,通过通气管路和推力矢量管道由模型尾喷管排出,用于模拟飞机喷流对全机气动特性的影响。推力矢量试验系统充分利用现有的大迎角机构预弯支杆作为模型支撑装置和引气管路,使同一次车次的试验迎角范围能够达到-6°~90°,同时极大降低管路压力损失,使得喷口最大落压比NPR超过5,并且能够实现模型腹部支撑和背部支撑两种形式的相互转换。试验采用六分量常规测力天平和推力矢量传感器以及总压传感器等,测量得到了推力矢量喷流对全机气动性能的影响以及喷管的气动性能。主要介绍整个系统布局、推力矢量管路的优化设计、测试设备以及两套喷管的典型试验结果。推力矢量试验系统在经过支撑干扰修正、喷流状态下传感器校准、压力管路化等方面做进一步的深入研究之后,将形成试验能力。     

激波风洞气动力试验不确定度影响因素分析

参考北大西洋公约组织和AIAA推荐的风洞试验数据不确定度计算方法,结合激波风洞运行特点,确定激波风洞气动力试验的主要误差源,计算激波风洞B-2标模气动力测量结果的不确定度.采用改变单一变量的方法计算主要误差源对测量结果不确定度的影响程度,辨析对不确定度起主要作用的基本参数.计算结果表明:皮托压力和总压的测量结果对流场参数影响显著,皮托压力的测量结果比总压测量结果对流场参数与气动力测量结果影响更大;降低皮托压力和总压的偏离极限,有利于提高激波风洞气动力试验数据的质量.     

低速风洞推力矢量试验背撑干扰特性试验研究

背撑供气支撑形式是目前FL-8低速风洞进行大迎角推力矢量试验所采用的主要支撑形式之一,背撑系统对试验模型的气动干扰量的修正虽然不影响矢量喷流对飞机气动特性的影响量,但直接影响试验测量准度。试验研究采用两步法,在FL-8风洞中测定了背撑系统对两种军机模型气动力测量的影响,探讨了几种不同形式的假背支杆及背撑支架（弯刀和拖箱）对飞机气动力的干扰特性。     

高速风洞一体形式的喷流影响试验技术研究

详细介绍了FL-3风洞一体形式的喷流影响风洞试验技术,该技术区别于分离形式的喷流影响试验技术,利用波纹管实现了飞行器模型与喷管的一体化设计。天平同时测量模型外部气动力和喷管推力,避免了分离形式喷流影响试验技术存在的喷管几何不完全相似、模型与喷管易碰触、腔压难以准确修正等问题。对一体形式喷流影响试验技术的相似参数、试验原理、波纹管技术等进行了系统介绍,地面调试及风洞试验表明:一体形式的喷流影响试验技术可以获得不同落压比和不同矢量喷流对飞行器的喷流影响量,在经过进一步细节优化后,将形成成熟的试验能力,并依据该技术可以发展喷管性能风洞试验技术、一体形式的推力矢量风洞试验技术等。     

脉冲风洞发动机试验多油位多时序高精度燃料供应系统

针对脉冲风洞超燃冲压发动机试验要求燃料供应快速、稳定、精确的特点,设计了一套燃料供应系统,可多油位多时序高精度地实现试验模型燃料供应、模型点火器气源供应、气体节流气源供应等功能.该系统供应的燃料为乙烯、甲烷、氢气及其混合物.采用压力补偿装置,保持燃料稳定供应,实现燃料当量比精确控制.设计了由电磁阀和气动阀组合而成的快速供气阀门,阀门开启时间小于20ms,关闭时间小于30ms,实现燃料的安全、快速供应.对超燃发动机模型不同油位设计了专门的供油回路,通过电磁阀控制系统,实现多个油位不同时序的控制动作,时序控制精度达到1ms.给出了详细的系统设计回路,并对关键部件参数进行了计算.点火试验表明该系统可以为点火器提供稳定的空气和氢气,点火器正常时间超过500ms.在脉冲式直连式试验台上,进行了乙烯燃料超燃发动机试验,对该套供油系统进行了测试.试验监控了供油管道及模型壁面的压力分布,供油压力在试验时间内波动小于3%,发动机壁面压力显示燃烧性能良好.空气节流试验表明,该系统提供的时长为100ms、压力为4.7MPa的节流空气成功点燃了乙烯.     

高超声速风洞颤振试验技术研究

为实现在高超声速风洞中开展颤振试验研究,设计了高超声速风洞颤振试验装置和模型保护机构。风洞试验表明该试验装置可用于开展高超声速风洞颤振试验研究,支撑方式可避免风洞及其他机构对模型的频率干扰;保护机构在高动压情况下可正常工作,达到模型保护效果。试验验证了高超声速风洞固定马赫数阶梯变动压和连续变动压两种风洞开车方式。为验证高超声速风洞颤振试验技术,对平板翼进行了高超风洞颤振试验,试验马赫数为5.0和6.0。试验采用随机子空间法(SSI)辨识结构模态参数,采用 Zimmerman-Weissenburger 方法预测颤振临界动压,其颤振预测动压比采用活塞理论计算值高12.7%。试验表明目前采用的高超声速风洞颤振试验技术可用于开展高超声速风洞颤振试验研究。     

超声速颤振风洞试验技术研究

颤振试验中,为避免暂冲式超声速风洞起动/关车过程中的冲击载荷损坏复合材料模型,依托FL-23风洞研制了一套超声速颤振投放系统。该系统的主要功能是在超声速流场建立后能够快速将模型投入流场,并在试验完成或模型振动临近发散时将模型收回。试验结果表明,该投放系统能够有效防止风洞起动/关车冲击载荷损坏模型,放宽了对超声速颤振试验模型强度的限制;亚临界预测的颤振临界速压与风洞试验直吹颤振结果一致;初步建立了工程实用的超声速颤振试验平台。     

脉冲燃烧风洞及其在火箭和超燃发动机研究中的应用

近期美国X-43A的飞行试验数据表明脉冲式风洞能够预测飞行性能。中国空气动力研究与发展中心(CARDC)20多年来一直在发展各种脉冲燃烧风洞技术及其在火箭高空羽流、超燃发动机研究中的应用。典型的四喷管火箭底部挡板采用涡轮废气排气方案能大大减少底部热流，这是脉冲式风洞的成功应用成果；在60-80ms脉冲燃烧风洞中首次进行了室温煤油燃料的超燃模型发动机试验，测量了发动机内流道中壁面压力和发动机推力，比较了脉冲式风洞和连续式风洞的试验结果。研究表明：在M=5、6试验条件下，煤油自发点火延滞时间约4ms，因而工作时间为60-80ms的脉冲燃烧风洞能够十分经济奏效地进行超燃模型发动机研究。笔者亦介绍了正在研制中的大口径脉冲燃烧风洞方案。