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。     

多孔介质表面预混火焰熄火特性实验

对微型燃烧室中多孔介质表面预混火焰开展了不同孔径、孔隙率的多孔介质出口流场特性和熄火特性实验研究.研究结果表明:相对于圆管流,多孔介质出口流场边界层变薄,主流区宽度增加约50%,速度波动最大可达到前者的2.2倍.多孔介质孔径相同时,随孔隙率减小,或孔隙率相同时,随孔径减小,主流区的速度波动幅值均减小,在小孔径下更为明显,最大速度波动幅值从2.435m/s减小至1.099m/s.多孔介质表面预混火焰的熄火特性受出口流场和火焰形态的影响很大,孔隙率减小或孔径减小都会使相同当量比下熄火速度增加,多孔介质参数的影响最大可使熄火速度增加近1倍.      

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。     

折流燃烧室间接点火过程研究

为了研究某折流燃烧室的间接点火过程,对三种不同初始火核位置的燃烧室进行大涡模拟计算,并结合燃烧室点火试验和性能试验进行验证。研究结果表明：折流燃烧室的主燃区可分为三个区域,分别是主回流区、横跨气流区以及次回流区;燃烧室点火成功的关键在于初始火炬进入次回流区;通过大涡模拟计算得到的贫油点火边界油气比与点火试验结果的绝对误差在0.004以内。     

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。     

回流型脉冲爆震燃烧室工作特性分析

为了获得回流型脉冲爆震燃烧室在不同工作频率下的工作特性,通过试验和数值相结合的方法对该爆震室工作频率10~30Hz时的出口燃气总压、总温、流量变化规律以及该爆震室的增压能力进行了测试与计算分析。结果表明：出口燃气总压、总温具有极高的峰值和较高的平台区,其工作频率10~30Hz时,压力平台值为0.36~0.91MPa,时均温度为710~1270K。此外,该爆震室排气流量十分集中,以10Hz为例,在一个爆震循环的16%时间内,排出了整个循环60.5%的燃气。为此对出口燃气总压进行质量加权平均,发现该爆震室的增压比随工作频率的增加而降低,在2.05~2.37。     

折叠V形火焰稳定器原型的冷态与稳燃特性研究

为了获得折叠V形钝体这一新型火焰稳定器原型的冷、热态特性,采用风洞实验与混合雷诺平均/大涡模拟结合的方法对10组不同折叠角的折叠V形钝体火焰稳定器模型进行了冷态实验与热态数值模拟研究。其中冷态实验风速10~50m/s,来流雷诺数10000～80000,热态数值模拟工况为进气温度700K、来流速度50~150m/s,来流雷诺数20000～60000,当量比0.2~1。通过实验测得了不同折叠角折叠V形钝体总压恢复系数,通过数值模拟进一步获得了阻力系数、吹熄性能与燃烧效率,并获得了折叠V形钝体下游火焰时均轮廓。研究表明,折叠V形钝体总压恢复系数与阻力系数优于标准钝体,总压恢复系数随钝体折叠角减小而增大,阻力系数随折叠角减小而减小;折叠V形钝体抗吹熄能力与燃烧效率均优于标准V形钝体;折叠V形钝体的下游火焰扩散特性与标准V形钝体有显著差异。上述特性揭示了折叠V形钝体具备改善加力燃烧室性能的较大潜力,在实际应用中,还需对稳定器的空间排布做进一步研究与优化。     

煤基合成油燃烧性能试验研究

为了考查煤基合成油的燃烧性能,在航空发动机主燃烧室试验台上采用同一个全环燃烧室试验件,对燃用RP3航空煤油和煤基合成油进行燃烧室性能对比试验。试验结果表明:燃用RP3航空煤油和煤基合成油时所测区间火焰筒的壁温分布无较大区别;在同一试验状态下,燃用RP3航空煤油和煤基合成油的燃烧室出口平均温度和燃烧效率无较大区别,燃烧室出口温度分布热点位置相同,热区分布一致,OTDF相差不大;燃用RP3航空煤油和煤基合成油在相同的主燃烧室起动状态下均可正常起动。     

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。