面向一体化计算的整体式液体冲压发动机建模及性能评估

为发展冲压发动机性能工程预估方法,建立了面向一体化计算的整体式液体冲压发动机性能计算模型,并使其兼容基团贡献算法,提高了拓展性。利用模型分析了冲压发动机在攻角0°～6°、高度0～18km、马赫数2.0～3.5、余气系数1.0～2.9范围工况多维度连续变化下,比冲、推力系数和燃油质量流量的速度-高度特性、高度-节流特性、节流-速度特性以及攻角特性。研究结果表明:性能计算模型可在一体化计算条件下、基团贡献算法允许范围内,不依赖试验数据对冲压发动机性能预估,计算结果与技术参考值相比相对误差均小于14%。推力系数和比冲具有基本一致的速度-高度特性和相似的高度-节流特性,受燃气组分影响,推力系数和比冲的节流-速度特性差异明显。燃油质量流量的变化规律不同于比冲和推力系数,在进入平流层后呈现折缓趋势,而呈现连续性,速度越大、高度越低、余气系数越小,燃油质量流量越高,反之则越小。引入攻角以后,攻角越大,比冲和推力系数越低,进气道起动马赫数越高;攻角-起动马赫数曲线小范围内近似线性,攻角超过5.6°非线性加剧。     

以粉末燃料冲压发动机为动力的火星巡航飞行器方案初步研究

为设计以粉末燃料冲压发动机为动力的火星巡航飞行器,研究了飞行器巡航马赫数对进气道动能效率、压比和总压恢复系数的影响,设计的巡航飞行器在火星5 km高度以5 Ma的速度巡航,冲压发动机进气道动能效率为0.88,压比为100,总压恢复系数为0.163;对以硼粉、铝粉和镁粉为燃料的冲压发动机进行了理论性能计算,选择镁粉作为冲...     

氢／空气超声速燃烧研究

Ｈ２／Ａｉｒ在两种不同的燃烧室尺寸、七种燃烧喷注方式下进行了系统的超声速燃烧实验。实验空气的滞止温度在２０００Ｋ左右,滞止压力１￣１．４ＭＰａ,总流量２ｋｇ／ｓ,燃烧室进口马赫数２．５,可以模拟飞行Ｍ数为７的超燃冲压发动机中的燃烧工况。新开发的一维超声速燃烧程序ＳＳＣ－１可以估算出燃烧室内的流场参数、燃烧效率和总压损失。计算结果与实验进行了比较,发现较好的一致。实验结果表明,利用垂直喷射,燃烧效率     

化学非平衡流动对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响

采用RNGk-ε湍流模型和有限体积方法数值求解有组分的守恒形式Navier-Stokes方程,针对设计的超声速燃烧冲压发动机单斜面膨胀喷管,采用氢氧七组元八反应模型,数值模拟不同高度、不同来流马赫数条件下的喷管流场和性能.计算结果表明,喷管内的进一步燃烧对燃烧室起到了一定的补燃作用,对喷管性能影响较大.化学非平衡状态下,喷管推力特性和升力特性显著提高.超燃冲压发动机尾喷管的性能研究,应考虑化学非平衡流动的影响.      

流向涡与斜激波相互作用的试验研究和数值模拟

为研究流向涡与斜激波相互作用在超声速燃烧中的应用,进行了由翼产生的流向涡与楔块产生的二维斜激波相互作用的燃烧室冷流试验研究.在不同激波强度下,纹影仪捕捉到了强、中、弱不同的涡/波作用现象.仿真与试验结果符合得较好.试验结果表明:对马赫数为2.3流场,在翼攻角10°时,能产生强流向涡,此工况下,锲角越大,涡/波作用越强.仿真结果表明:马赫数对涡/波作用影响较大,总压影响不明显,总温可影响亚声速回流区的尺寸.      

冲压发动机尾喷管实验新方法

阐述冲压发动机尾喷管地面模拟实验的新方法。采用双爆轰技术产生稳定的高焓燃气模拟高马赫数飞行条件下冲压发动机的燃烧气体;利用皮托管测量尾喷管推力,并对测量误差进行了分析;为研究催化复合效应增大推力提供实验基础。     

EPDM 绝热层的热化学烧蚀机理

介绍了固体火箭冲压发动机EPDM绝热层的烧蚀过程及模型,在忽略粒子侵蚀和机械剥蚀的基础上,分析了EPDM炭化层表面的主要热化学烧蚀反应及烧蚀产物的确定方法,提出了炭化层烧蚀率的粗略预示方法,对EPDM绝热层的热化学烧蚀机理进行了初步探索。     

固体燃料冲压发动机内旁路分气流场数值模拟

为了调节固体燃料冲压发动机推力,提出了一种内旁路分气结构型式,采用数值模拟方法对该结构的流场进行了分析。研究发现,可以通过改变旁路进气量调节发动机推力,而且旁路进气使补燃室头部出现对称旋涡,对增强燃烧较为有利。内旁路分气结构不需要采用后置旁侧进气道,可有效减小导弹体积、质量与阻力,在中小型发动机上具有较好的应用前景。     

水下高速射流气泡变化过程数值研究

为研究水下高速射流气泡变化规律,采用VOF(Volume of Fluids)模型分别对水下等温高速气体射流和热高速气体射流动态流场进行了气水耦合数值求解。其中热射流考虑了汽化因素对气泡内气流场的影响,数值模拟了气泡的形成、发展、断裂及融合过程,揭示了气泡中压力和马赫数等参数的变化规律,得出了水下点火初期的流场特征。研究发现:在相同入口压力下,热射流产生气泡的空间尺度比等温射流产生的气泡空间尺度要小;气泡发展过程中会出现颈缩,也可能断裂,断裂与否取决于气泡颈缩处内外压差,气泡的颈缩与断裂是产生压力脉动的重要因素,并决定了压力峰的位置和大小,气泡断裂位置越靠近喷管出口,压力峰值越大,该压力峰值会影响火箭发动机尾流场特性。     

基于气动斜坡/燃气发生器的超燃燃烧室实验

为探索超燃冲压发动机燃烧室中的新的火焰稳定技术,提出了一种新型被动式燃料掺混增强技术—气动斜坡与燃气发生器组合燃料喷注技术,并在北航直联式超燃试验台对这种新型组合喷注器开展了超声速燃烧的试验研究。在模拟飞行马赫数5(燃烧室入口Ma=2),进行了冷流试验,获得了喷注器附近流场的纹影图像。本文设计了4种气动斜坡喷注单元,以乙烯为燃料,在约1kg/s试验气流中开展了多级喷注单元组合的超声速燃烧试验,在当量比0.78～1.22范围内实现了稳定的燃烧,经冲量分析法计算得到不同组合结构的燃烧效率为0.54～0.72。试验结果验证了这种新方案作为超然冲压发动机火焰稳定装置的可行性。