膜片激励器控制同轴射流掺混的试验

利用试验方法研究合成射流激励器对同轴射流掺混控制的作用效果,探索在激励器控制作用下掺混效率的变化规律和流动结构,分析了掺混效果被控制的物理机制。利用激励器零质量射流大幅度提高内外涵道射流的掺混效率,缩短高速区的长度,流动掺混更均匀。     

考虑端区黏性和径向掺混的流线曲率通流算法研究

高负荷多级压气机的技术难点之一在于如何快速、完整、准确地获得全工况下叶片前尾缘气动参数分布和整机特性结果,而通流计算凭借速度快、指向性明确的优点,一直是多级压气机设计的核心技术。为了提高通流代码的适用范围和预测精度,推导了统一适用于轴流、斜流、离心压气机的流线曲率方程,引入端区黏性和径向掺混模型,应用Fortran语言针对轴流压气机全新开发了其通流特性计算程序,对NASA Rotor37、Rotor67转叶和GY1-2J压气机进行了计算,计算结果表明:新模型的加入提高了程序的计算精度,初步验证了程序的有效性。并提出提高程序的通用性是今后通流计算的发展方向。     

斜爆震发动机研究进展与技术挑战

斜爆震发动机（Oblique detonation engine, ODE）采用驻定斜爆震波（Oblique detonation wave, ODW）实现高超声速气流中燃料化学能向推进系统机械能的高效转化，可大幅提升吸气式飞行速域上限，具有重要发展潜力和应用价值。本文从早、中、近期3个阶段概述ODE发展历程，总结当下斜爆震燃烧及发动机的研究现状。重点从发动机设计角度综述国内外在斜爆震燃烧组织、燃料喷注掺混以及总体性能与内流设计3方面的研究进展。深入分析了总体约束下的内外流一体化设计、高超声速气流中的燃料喷注掺混、复杂来流条件下的稳定燃烧组织、高热载荷防护以及超高速工况试验条件5大技术挑战及重点关注方向，为后续深入技术攻关及应用提供参考。     

固体火箭超燃冲压发动机点火燃烧过程实验研究

为解决硼基贫氧燃料固体火箭超燃冲压发动机补燃室内硼颗粒超声速点火燃烧难题，设计制造了在超声速燃气射流掺混区域开设观察窗的点火燃烧过程试验样机，开展了含硼贫氧固体燃料的超声速点火试验。试验模拟了26 km,Ma5.9的飞行工况并通过高速摄像获得了点火燃烧过程的火焰形态。试验结果表明：掺混增强装置可以显著改善补燃室内存在的分层流动和一次燃气气固两相分离的现象，为硼颗粒提供良好的点火条件从而提升其附近硼颗粒的点火燃烧性能。通过合理设计掺混增强装置位置，将硼颗粒在一次燃气喷注口附近的高温点火区点燃比在补燃室中段点燃具有更高的燃烧效率，本文设计的燃烧组织结构在试验中实现了硼贫氧固体燃料0.812的燃烧效率。     

射流预冷不同因素对涡扇发动机性能的影响

为了研究射流预冷下涡扇发动机的性能以及稳定性表现，分别考虑射流预冷导致的进气道掺混换热、截面工质热物理性质的修正以及部件特性修正这三种因素，对涡扇发动机的稳态性能进行了数值模拟。计算结果表明：射流预冷下发动机推力的大幅增长来自于进气流量的增加，其中掺混换热是引起进气流量增加的直接因素，而工质热物理性质和部件特性的变化则导致发动机的推力下降，高水气比下，受进气流量增加的影响，射流预冷仍能大范围的提高发动机的推力水平。进气道掺混换热使得风扇更为逼近喘振点，而随着水气比的增加，风扇和高压压气机的稳定性均有所回升。     

进气道出口截面形式对补燃室掺混性能的影响研究

为研究进气道出口截面形式对补燃室掺混气动特性和燃烧性能的影响，本文对双下侧布局形式的固冲发动机内流场进行数值模拟，对比分析了补燃室相同压比下两种不同进气道出口截面形式在不考虑燃气的混合和反应时掺混段的气动特性和考虑燃气反应时补燃室的燃烧性能。结果表明：两股空气掺混过程中，研究的两种进气道出口截面方案的整体总压损失大致相同，但进气道圆形出口截面的掺混段内流线表现为不稳定的螺旋点形态，相比于方形出口截面的掺混段，其使气流掺混更剧烈，短距离内掺混已经很均匀，且旋流强度小；在考虑燃烧时，进气道圆形出口截面对应的补燃室出口总压恢复系数比方形截面的高约2%，方形进气道出口截面的补燃室出口截面总燃烧效率为95.58%，而圆形截面的达到99.86%。     

速度比与进口预旋耦合作用下波瓣混合器射流掺混机理分析

为了掌握速度比和进口预旋耦合作用下波瓣下游射流掺混机理的变化规律，对4种不同进口预旋角下3种不同速度比 工况进行了全3维数值模拟。结果表明：随着进口预旋角从0°增大到30°时，内外气流之间的掺混有所增强。小速度比工况和大速度比工况下总压损失系数分别增大了0.1和0.05，推力损失分别为4.6%和17.5%，因此应当综合考虑促进掺混和由此导致的总压损失和推力损失增大的效应。随着速度比的增大，流向涡强度逐渐增大，外涵流体对波瓣下游涡系发展的限制作用逐渐减弱，流向涡逐渐沿径向向外发展，更大范围的气体被卷吸参与了掺混；速度比和进口预旋的耦合作用有利于流向涡提前形成，并在波谷和中心锥之间引起泄漏旋流，加速了涡系破碎和耗散的速度；同时，速度比的增大，扩大了泄漏旋流径向范围，加强泄漏旋流同向的流向涡，有利于进一步加速射流掺混，但也使涡系间的相互作用更强烈，导致射流总压损失和推力损失增大。     

前置翼片式涡流发生器对燃烧室氢气燃料掺混特性的影响

超声速来流与燃料的充分掺混是超声速燃烧的关键技术，直接关系到吸气式高超声速推进系统的总体性能。本文通过在射流口前安装翼片式涡流发生器以促进燃料与空气的掺混。基于SST k-ω湍流模型的RANS方法，对带有翼片式涡流发生器的超燃冲压发动机燃烧室模型内氢气横向喷流冷流流场进行了数值模拟，对比分析涡流发生器高度和长度不同的条件下燃烧室内的流场结构、涡流强度、氢气与空气掺混特性、燃烧室总压损失的规律。结果表明，翼片式涡流发生器能够提高涡流强度并大幅提高燃烧室内的掺混性能。随着涡流发生器高度和长度的增加，流场结构间的干扰增强，导致涡流强度和穿透深度增加，从而提升掺混效率。与不安装涡流发生器情况相比，涡流发生器能提升氢燃料的穿透深度超过170%，减少燃料掺混距离70%以上。更加复杂的流场结构同时会增大燃烧室的总压损失，并随着涡流发生器高度和长度的增加而增大。相较于掺混性能的提升，总压损失的增大幅度相对小很多，说明通过合理的参数选择，翼片式涡流发生器能够有效提升燃烧室的掺混性能。     

无塌陷型面出流及输送管内推进剂利用技术研究

针对火箭通用芯级氧箱的共底贮箱结构，通过理论分析及数值仿真，提出了“无塌陷型面+消漩叶片”的出流方案，并通过优化型面起始点半径，确保出流过程中不产生明显的液面塌陷。仿真及缩比试验结果表明，相比传统的“圆盘+倒锥”出流方案，贮箱推进剂在无塌陷型面出流方案下的出流过程中，没有明显的气液掺混或漩涡夹气现象，贮箱内推进剂可得到充分利用。在此基础上，利用Wallis两相漂移模型对输送管内两相介质传播速度进行了理论研究，并结合出流过程中气泡运动速度的试验结果，提出了输送管内推进剂的可用量准则。     

“田园一号”微推进系统设计与性能测试

针对“田园一号”微纳星编队飞行任务的技术需求，开展了微推进系统的总体设计。常规冷气推进由于其比冲低、贮存压力高、结构复杂，难以满足微纳卫星需求。选择R134a作为推进工质，通过将推进剂液化，减小系统体积。基于3D打印技术，设计贮箱、稳压罐、管路一体的推进系统。采用MEMS加工工艺，设计并研制出电加热喷口，从而提高系统比冲。分析了不同喷口尺寸、供气压力以及温度下所产生的推力和比冲大小，确定出喷口设计。表征测试所研制的电加热喷口，结果表明喷口加工误差控制在2%以内。真空条件下，采用扭摆测量系统测试推力器推进性能，测试结果表明，当稳压罐内气体压力在0.1～0.2 MPa变化时，推力大小为5～10 mN。当喷气温度从25℃升至95℃时，推进系统比冲可提升10%以上。