超燃冲压发动机一体化设计及数值模拟

以一体化设计的思想,对超燃冲压发动机各部件进行了初步设计.采用CFD方法对所设计的构型进行了流场数值模拟和性能计算,数值模拟结果与实验值比较吻合.分析总结了发动机各部件和整机的流场及性能变化规律,比较了发动机工作和不工作情况下的性能变化.研究结果对超燃冲压发动机一体化设计及其性能变化研究具有一定参考价值.      

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.      

超燃冲压发动机推阻力特性研究综述

超燃冲压发动机由进气道、燃烧室和尾喷管等部件构成,推阻力是其最重要的特性参数。回顾了超燃冲压发动机部件级推阻力特性和整体推阻力特性研究现状,介绍了超燃冲压发动机推阻力特性研究方法和测量技术。建议今后研究过程中关注以下几个问题：研究精确的自由射流试验测量技术,研究流场均匀性对发动机性能的影响,开发高精度仿真平台。     

固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响因素研究

为了获得以飞行马赫数5.5巡航工作的固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响因素,开展了地面直连实验和数值模拟研究。利用数值手段研究了固体燃气喷注方式、扰流装置的形式以及燃烧室扩张比等因素对燃烧室性能的影响规律,获得了高燃烧效率(≥90%)的垂直喷注式发动机燃烧室构型。研究表明：1)垂直喷注方式能增强富燃燃气与空气的掺混效果,颗粒相的燃烧效率较中心支板式双火箭燃烧室构型提高了25%;2)对比不同级数的扰流装置对发动机性能影响,同时考虑扰流装置热防护问题和发动机结构复杂程度,双级扰流装置的扰流形式增强效果较优,颗粒相的燃烧效率较单级扰流装置的燃烧室构型方案提高了26%;3)对比不同燃烧室扩张比对发动机性能影响,扩张比1.6的燃烧室构型方案颗粒相的燃烧效率为95%。综上所述,本文优化得到了垂直喷注方式、双级扰流装置以及燃烧室扩张比为1.6的高燃烧效率的发动机燃烧室构型。     

冲压发动机连续可调喷管模糊控制研究

为了提高几何可调冲压发动机尾喷管控制性能,针对具有静差与动态不对称特性的连续可调喷管作动系统,采用模糊控制算法进行控制器设计,并利用自适应遗传算法进行控制器参数优化,最后将模糊控制系统与PID控制系统进行性能对比。结果表明,相较于常规模糊控制系统,优化后的模糊控制系统消除了稳态误差,减小了大小喉径在调节时间上的差异,鲁棒性较强。相较于优化后的PID控制系统,优化后的模糊控制系统在保证无稳态误差的基础上,具有更短的调节时间与更小的超调量,跟踪信号时具有更小的误差包络,优化后的模糊比PID控制系统性能提高2.6倍。总之,基于自适应遗传算法优化的连续可调喷管模糊控制系统比PID控制系统性能更高,能够满足高动态几何可调冲压发动机提出的响应快、调节精准、超调小的要求。     

脉冲燃烧风洞中空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机火焰稳定影响研究

采用试验与数值模拟方法研究了空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机火焰稳定的影响。发动机入口气流总温、总压和马赫数分别为1100K,1.0MPa和2.0。空气节流位置距离发动机入口625mm,空气节流流量为入口发动机空气流量的27.2%。多种非接触光学测量手段被应用于超燃冲压发动机燃烧流场结构和火焰传播规律的诊断,包括纹影、阴影、差分干涉、自发光照相和OH-PLIF。首先考察了有、无空气节流时超燃冲压发动机冷流流场的结构,结果显示:在实施空气节流后,流场内产生了激波串结构。激波串促使流场的静温和静压升高,马赫数降低。同时激波串与边界层相互作用,导致了边界层分离,促进了燃料与空气的高效混合,实现了煤油的可靠点火。其次考察了先锋氢气燃烧流场的火焰传播规律与稳定形态,结果表明:当先锋氢气当量比为0.3时,燃烧流场振荡;当先锋氢气当量比为0.1时,燃烧流场稳定。最后研究了空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机火焰稳定的影响,结果表明:不实施空气节流时,液态室温煤油吹熄了先锋火焰,煤油点火失败;实施空气节流后,煤油成功点火,当先锋氢气和空气节流撤除后,煤油仍然保持稳定的燃烧。     

超燃冲压及TBCC组合循环发动机尾喷管设计方法研究进展

随着对远程、宽马赫数范围内高速飞行器的需求日益迫切,超燃冲压发动机(Scramjet)、甚至未来涡轮基组合循环发动机(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)等已成为国内外研究的焦点。推进系统是高超声速飞行器能否实现宽马赫数范围内高效工作的关键,而非对称喷管(Single Expansion Ramp Nozzle,SERN)是其重要组成部分和关键技术之一。本文主要分析了远程、宽马赫数范围内高速飞行器对其发动机尾喷管的特殊要求,简要回顾了国内外相关的研究进展,重点介绍了本课题组针对超燃冲压及组合循环发动机尾喷管设计方法的主要工作和研究进展。结果表明:在大落压比下,不同的设计方法对非对称喷管的气动性能,特别是升力和俯仰力矩影响较大。最后对未来的研究进行了展望,旨在总结目前的相关研究进展,梳理关键科学与技术问题,为后续的研究工作提供参考。     

进水方式对水冲压发动机性能的影响

在一次燃气参数及总水燃比相同的情况下,研究了进水方式对水冲压发动机性能的影响,所得结论得到了试验结果的部分验证。研究表明,要使发动机获得较高比冲,进水方式的设计至少应该遵循两个原则——一次进水流量和活性铝粉流量接近1∶1;后部进水位置尽量靠前,以使所有水雾都能完全蒸发。     

富燃料膏体推进剂在燃烧喷头流动中的流-固-热耦合数值模拟

膏体冲压发动机燃烧喷头内存在流动、换热及热传导,是一个典型的流-固-热耦合问题。文中针对燃烧喷头耦合问题进行了数值模拟,得到了不同挤压压强、不同推进剂初温条件下,燃烧喷头的温度分布和喷头孔内的推进剂流动参数。计算结果表明,燃烧喷头温度的热传导对推进剂流量会产生较大影响,而燃烧喷头温度场分布与挤压压强、推进剂温度关系不大,同时燃烧喷头具有特定的稳定工作时间。