H2O污染对煤油燃料超燃冲压发动机燃烧室性能影响的数值模拟

在超声速燃烧设备上进行了带凹槽的直连式双模态煤油燃料超燃冲压发动机污染与纯空气来流的对比试验.为了研究来流污染对超燃冲压发动机试验性能的影响,在相同的试验气体参数(马赫数为2,总温约为828K和总压约为800kPa)下,对带凹槽煤油燃料燃烧室进行了一系列对比燃烧试验.采用AHL3D软件对3个试验条件的燃烧室反应流场进行了数值模拟.计算和试验得到的压强分布比较接近且趋势一致.通过数值模拟获得反应流场的细节,探究污染影响的机理.      

冲压发动机导弹爬升轨迹与推力调节规律优化

针对以冲压发动机为动力的导弹爬升问题,建立了飞行轨迹和推力规律一体化优化设计模型。采用基于三次样条的直接离散方法,将弹道优化问题转化为参数优化问题,选取兼顾全局搜索能力和局部搜索精度的粒子群-变尺度法(PSO-BFGS)串联混合算法求解最省燃料爬升弹道,得到了"先减速再加速"爬升方案。相比传统的采用最大推力规律、仅优化爬升轨迹的爬升方案,一体化设计能充分发挥冲压发动机的推力调节能力,使导弹以较小的平均飞行速度完成爬升过程,可以显著节省燃耗,提高导弹的性能。     

并联式涡轮冲压组合发动机安装性能数值模拟

为了研究涡轮基组合循环发动机的安装性能,基于美国Georgia大学工程技术研究中心提出的HSF高速飞行器,选择并联式涡扇-冲压组合发动机方案作为研究对象.采用数值模拟方法,研究了并联式涡扇-冲压组合发动机的工作模式转换点的确定方法,以及模式转换过程中气动参数变化和几何调节规律,建立了适用于并联式涡轮基组合发动机的进排气系统安装损失计算模型及安装性能计算模型.研究表明,通过几何和发动机供油规律调节,可保证在推力连续的准则下完成工作模式转换,发动机的安装性能满足飞行器的要求.     

液体碳氢燃料超燃冲压发动机支板凹槽稳焰技术试验

液态碳氢燃料点火、稳焰技术是超燃冲压发动机的关键技术之一,是发动机获得推力性能的先决条件。采用直连试验手段,对支板凹槽组合稳焰技术进行了研究,比较了不同燃料喷注方式和不同支板凹槽组合方式对点火、稳定燃烧的影响。结果表明支板喷射与支板凹槽组合稳焰的燃烧组织方式,可以实现在低飞行马赫数范围（Ma0=4～5）液体碳氢燃料的可靠点火与稳定燃烧,并获得较好的燃烧性能。     

凹腔底壁喷射位置的数值模拟与试验

为探究凹腔底壁不同喷射位置对碳氢燃料的燃烧性能的影响,在直联式超燃试验台上进行了凹腔底壁不同喷射位置的气态燃料(乙烯)、液态燃料(煤油)以及气泡雾化煤油(起泡气体为氢气、空气、氮气)的超声速燃烧试验。并针对凹腔底壁不同位置喷乙烯进行了数值仿真。通过分析燃烧室壁面压力与数值模拟结果得到:凹腔底壁不同喷射位置对气态燃料的点火性能影响不大,燃烧性能随喷点位置的后移下降。煤油通过靠近凹腔前缘的喷孔喷入可顺利点火,而通过靠近后缘的喷孔无法实现点火。应用氢气作为起泡气体的气泡雾化喷嘴后,实现了所有喷点的点火,但随着喷点位置的后移,煤油的燃烧性能下降。     

M3条件下乙烯燃料超燃冲压发动机空气节流点火试验

在隔离段入口Ma=3(模拟飞行马赫数6.5)条件下,采用乙烯燃料的超燃冲压发动机点火十分困难。为解决该难题,采用了空气节流作为辅助点火措施。基于脉冲燃烧风洞直连式试验平台进行了空气节流点火试验,通过壁面压力测量,获得了节流点火的火焰发展历程。以点火时间为指标,对节流流量、乙烯当量比、节流时间等参数进行了定量分析,节流流量的调节范围为0%~45%,乙烯当量比调节范围为0.6~1.2,节流时间调节范围为190~350ms。分析了三个节流参数各自的作用机理,通过数据拟合,绘制了节流流量与点火时间、乙烯当量比与点火时间的关系曲线,揭示了节流时间与点火时间的关系。      

涡轮冲压组合发动机加力/冲压燃烧室流动及燃烧模拟

为了解加力/冲压燃烧室内流场分布特性,利用0维串联式涡轮冲压组合发动机(TBCC)性能计算程序得到发动机主要截面参数结果.基于计算流体力学(CFD)模拟方法,进行了小型涡轮冲压组合发动机在关加力模态、开加力模态、模态转换和冲压模态下加力/冲压燃烧室内部流动及燃烧模拟,分析了单环和双环火焰稳定器对加力/冲压燃烧室长度等方面的影响,通过对比可知:在同等长度下含有双环火焰稳定器的燃烧室出口温度更高.     

双燃烧室冲压发动机亚燃室设计与实验研究

在来流马赫数2.5,总温为285K的条件下,对于带亚燃预燃和流向涡掺混的超声速双燃烧室的亚燃室,进行了计算流体力学正问题设计研究以及实验验证研究.结果表明,亚燃室通过采用内压式三波系进气道、前部集中式主燃孔的火焰筒、增大了的亚燃室体积和火炬流喷口截面积、增设的V型火焰稳定器,使亚燃室内流场组织合理,解决了进气道的热态失速问题,得到了稳定的亚燃室燃烧和达到设计状态的火炬流喷射.     

磁流体-斜爆震冲压发动机概念研究

针对超燃冲压发动机(Scramjet)向更高马赫数拓展遇到的技术挑战,提出了磁流体-斜爆震冲压发动机(MODR)(Magnetohydrodynamics-Oblique Detonation Ramjet,Abbr MODR)概念,通过其热力学过程与传统冲压发动机、磁流体(Magnetohydrodynamics,Abbr MHD)能量旁路冲压发动机进行对比分析,获得MODR热力循环优势以及工程实现需要解决的关键技术.MODR对拓展高超声速推进工作范围,提高动力装置性能具有重要意义.     

双模态超燃冲压发动机流量匹配的临界面积法

建立基于控制体法的0-D守恒方程(流量连续方程、动量守恒方程和能量守恒方程)的热力喉道(Ma=1.0)求解集总参数模型,该模型包括了壁面摩擦模型、燃油喷射模型、燃油雾化掺混模型和化学动力学模型.并针对集总参数模型求解热力喉道的特殊性,提出了基于流量平衡的临界面积法,应用于隔离段和燃烧室的1-D流场计算,实现了双模态超燃冲压发动机具有热力喉道时的各种模态的隔离段和燃烧室的流量平衡计算,精确捕捉到热力学喉道,确定了隔离段流动状态和燃烧室的工作模态及相关的流路沿程参数.计算结果表明:采用了临界面积法的集总参数计算模型能解决热力学喉道求解问题,其计算精度达10-4,单点工况计算时间小于0.1s.