中心体位置对轴对称可调进气道跨声速流动特性的影响研究

为了探究跨声速状态下轴对称中心体可调进气道的流动特性,设计了一个轴对称变几何进气道,研究了其在Ma0=1.1时不同中心体调节位置下的流场特征和气动性能,获得了其口部和泄流腔内流动特性、节流特性以及气动性能.结果表明:四个不同中心体位置的进气道在Ma0=1.1状态下呈现出3种不同的口部波系结构,分别为:全亚声速流动、"λ...     

冲压发动机燃烧不稳定性数值研究

使用FLUENT CFD计算软件开展了号冲压发动机燃烧不稳定性问题的数值研究。采用Finite-Rate/Ed-dy-Dissipation燃烧模型,随机轨道颗粒模型,考虑燃油液滴的一次雾化、二次雾化、蒸发和掺混,计算获得燃烧室内部热释放率、压力随时间的变化曲线,依照瑞利准则讨论了该型号发动机燃烧不稳定性的机理。     

空天组合动力技术挑战及解决途径的思考

瞄准临近空间及空天飞行器对动力系统提出的水平起降、极宽速域和空域工作、综合油耗低、推重比高、重复使用易维护等极高要求,从力、热、域、效、智五个方面分析了空天组合动力面临的推力陷阱、高超声速下面临热力循环效率低及结构热防护难、宽域及跨域面临能否可靠工作、热力循环效率及推进效率等飞行效率优化难度高、多任务适应及多点设计最佳难度极高等技术挑战。在此基础上,综合研判国际技术发展趋势,分别给出了五个方面的技术解决途径建议。     

双模态超燃燃烧室计算

选择了固定几何流通截面的双模态超燃燃烧室模型,采用气动热力调节的方法（即调节燃料喷射方式和燃烧速率）来实现双模态、宽马赫范围工作。在计算中用一维、定比热容方法分析了相关参数对燃烧室模态转变、性能的影响和隔离段与燃烧室的相互作用。计算结果表明,气动热力调节实现燃烧室内燃烧模态的转变是可行的。     

冲压发动机燃烧室进气畸变模拟装置设计及试验

设计畸变模拟装置是冲压发动机中解决进气道和燃烧室匹配问题的一个经济有效的手段.提出采用非均匀开孔率孔板作为进气畸变模拟装置.研究结果表明,因孔板局部位置堵塞比存在差异,气流经过后,下游截面的流量、压力和马赫数会产生梯度变化,进而形成畸变流场,通过数值计算、对比结果及改进开孔率的循环优化过程后,最终得到的流场在分布规律及数值上均与目标流场吻合较好.经试验验证,试验结果与目标流场分布规律一致,马赫数畸变指数偏差小于5%,证明了方法的可行性.     

超音速气流中氢燃料强化混合的燃烧实验研究

扼要介绍了在超音速气流中，采用后掠斜坡、多级喷射、振荡激波技术强化混合的氢燃料喷嘴，进行自点火和燃烧的实验概况。以实验模型结合喷射方式特点，分析了强化机理。实验表明，多级喷射的燃烧效率高，扩张型后掠斜坡喷嘴的抗干扰能力强，总压损失低，液体喷射产生的振荡激波能加强混合，提高燃烧效率。     

时空守恒CE/SE数值方法在凹槽燃烧流动中的应用研究

应用时空守恒元和解元CE/SE方法,发展了求解化学反应流场的三维并行计算程序。为验证程序,对超声速冲压喷射燃烧室模型进行了计算,计算结果与实测数据以及相关文献的计算结果吻合较好,验证了本文的处理方法和程序的正确性。采用H2和O2的8组分34基元化学反应模型,对不同长深比的凹槽燃烧流动进行了数值模拟,分析了凹槽增强混合对稳定火焰的作用。计算结果表明,CE/SE方法具有模拟凹槽超声速燃烧流动的能力,数值模拟的结果有助于认识凹槽的火焰稳定机理。     

超音速燃烧室性能非定常准一维流数值模拟

完成了超音速燃烧室内非定常准一维流的数值模拟研究。数学模型综合计及了面积变化、物质添加、化学反应、燃烧室壁面散热、壁面摩擦和变比热等各种影响因素,准确地计算出双模态超音速燃烧室的总过程,其主要优点是在未知激波位置情况下,可以分析处理非定常的工作过程。     

超声速气流中煤油燃烧的实验研究

为了得到双模态超燃冲压燃烧室模型在不同飞行马赫数时的性能参数，在直连式风洞中，飞行马赫数为4，5，6的来流条件下，对液体煤油的超声速燃烧进行研究。对于试验的三种热态工况，液体煤油实现了点火，并稳定燃烧；并且其工作状态都是典型的亚燃冲压模态。通过一维模型对壁面静压进行分析，得到了燃烧室流场参数和性能参数。在各个飞行马赫数和当量比条件下，燃烧室出口总压损失分别是0．565，0．696和0．725，都接近试验测量值；燃烧室出口的燃烧效率分别为0．82，0．67和0．60。不同飞行马赫数下双模态燃烧室试验数据和参数，为其性能的进一步改进提供了实验依据。