超燃冲压发动机燃烧室中模态转换的演证试验

直连式燃烧室试验装置用于研究以氢作燃料的超燃冲压发动机燃烧室的性能。通过使用氢燃料补氧燃烧加热器，该装置可进行模拟Ｍａ＝５－８飞行状态的试验。最近进行了模拟Ｍａ＝５．９－６．２加速过程的试验。试验时有计划地改变了燃料流量，同时，燃料与空气的当量比保持恒定，燃烧室由具有燃前激波的双燃料冲压发动机转变成没有燃前激波系的超燃冲压发动机。提供了试验结果并介绍了试验设备及控制系统。     

超然冲压发动机燃烧室中模态转换的演证试验

直连式燃烧室试验装置用于研究以氢作燃料的超燃冲压发动机燃烧室的性能。通过使用氢燃料补氧燃烧加热器，该装置可进行模拟Ｍａ＋５～８飞行状态的试验。是近进行了模拟Ｍａ＝５．９～６．２加速过程的试验。试验时有计划地改变了燃料流量，同时，燃料与空气的当量比保持恒定，燃烧室由具有燃前激波系（在喷嘴平面产生亚音速气流）的双燃料冲压发动机转变成没有燃前激波系的超燃冲压发动机。提供了试验结果并介绍了试验设备及控制系统。     

氧化剂喷注面积对连续旋转爆轰波传播特性影响的实验研究

为了研究氧化剂喷注面积对连续旋转爆轰波传播特性的影响,以H₂为燃料、空气为氧化剂,在喷孔-环缝式连续旋转爆轰发动机上开展了一系列试验研究。基于燃烧室内高频压力信号和氧化剂集气腔内的压力信号,分析了氧化剂喷注面积对连续旋转爆轰波传播过程、速度亏损和稳定性以及爆轰波波头高度的影响。试验结果表明：当推进剂质量流量不变时,增大氧化剂喷注面积,爆轰波传播速度亏损增大,爆轰波稳定性变差,同时爆轰波波头高度减小;在氧化剂喷注面积为217.1 mm²、当量比为0.9时,爆轰波平均速度达到1 800 m/s,为理论Chapman-Jouguet速度的93%,同时爆轰波表现最为稳定;当氧化剂喷注面积不变时,随着当量比的增大,爆轰波传播的稳定性先升高、后降低。     

入口燃气参数对驻涡燃烧室性能的影响

为了研究入口燃气参数对含导流片及钝体的驻涡燃烧室性能的影响,改变不同进口温度、进口速度以及当量比等,对驻涡燃烧室进行了数值模拟。结果表明:较高的进口温度以及较低的进口速度都能有效的降低燃烧室总压损失,当量比的改变对总压损失影响不大;燃烧室在贫油条件下的燃烧效率要比富油条件下的要高,当量比小于或等于1时,燃烧室的燃烧效率能达到99.8%;入口参数的改变对出口温度分布都有所影响,OTDF的值大体在0.06~0.1之间。     

基于乙烯/空气详细反应机理的旋转爆轰过程数值模拟

为了研究乙烯/空气的旋转爆轰传播特性,采用OpenFOAM7中rhoReactingCentralFoam求解器,以及乙烯/空气21组分36步基元化学反应模型,对旋转爆轰传播过程进行了二维数值模拟研究。通过改变预混气各组分的质量分数,验证了基元反应在旋转爆轰的可适用性,研究了当量比对旋转爆轰波的影响,分析了旋转爆轰燃烧室的流场结构、压力增益和燃料比冲。研究结果表明：在当量比0.7～1.1范围内旋转爆轰波能够自持传播,其传播模态均为单波;在来流总压0.6 MPa和总温300 K时,压力增益均保持在30%以上,且随当量比的增加旋转爆轰波传播速度、阻塞比、压力增益以及燃料比冲均增大,速度亏损逐渐减小,但随着当量比的增加其增长速率和降低速率呈下降趋势;爆轰波稳定传播时,中间产物OH集中在爆轰波后方和斜激波下游,反映了化学反应阵面的形状。爆轰波传播过程中,由于爆轰波扫过后压力过高,新鲜燃料无法供应,导致温度曲线图出现波动。     

超燃冲压发动机燃烧室直连式实验研究

文中在超燃冲压发动机燃烧室直连式实验设备上,对超音速燃烧室模型进行（Ma=2．O）冷流实验研究,比较了不同的来流条件、不同的隔离段长高比和不同的燃烧室出口反压对燃烧室内部流场以及燃烧室隔离段的抗扰动能力的影响．并利用数值模拟的方法对燃烧室内部流场进行了模拟。研究结果表明：隔离段长高比增大,其容纳反压的能力相对增强;燃烧室出口堵塞导致的流场畸变越小．对燃烧室流场压力分布的影响越小。     

纵涡导入型超燃冲压发动机工作特性的研究--利用高温激波风洞进行Ma=8燃烧试验

装有壁面燃料喷射器的超燃冲压发动机,导入纵向旋涡,可以增进燃料和超声速气流的混合和燃烧,利用高温激波风洞(HIEST)产生高焓流模拟马赫数Ma=8的飞行条件进行试验研究,发动机和燃料喷射器完全按照在2005年由澳洲昆士兰省大学(UQ)与JAXA宇宙航空研究开发机构共同进行的飞行试验计划中的Hy-shot-4全尺寸模型制作.主要研究目的是弄清楚装有喷射器的超燃冲压发动机的工作性能.纵涡导入促进超声速混合及提高附面层控制的效果,与定常状态下无纵涡导入的平行喷射器对比,纵涡导入喷射器效果优越.超燃冲压发动机在超燃状态导入纵涡,在较短距离内产生高的压力,好于另外两种无纵涡导入的喷射器.对有纵涡导入发动机,依照燃烧室及设定的喷管,采用一元解析方法,在燃料当量比Ф=0.3、0.6时的压力积分求得比推力增量依次达到25 960N·s/kg、21 795N·s/kg;在当量比Ф=1.0、1.5时,燃烧室下游预混气燃烧剧烈,产生强压力,形成准定常燃烧状态.压力波实际上是一种爆震波,从这一向上游传播的主要路径可看出纵涡导入的作用,爆震波向上游传播时,由于纵涡干涉,传播能力削弱,而且纵涡干涉形成对附面层分离的控制作用,造成波面下游的混合燃烧量减少,使爆震波衰减,保证了燃烧流场的准定常状态.     

燃料喷雾蒸发对突扩燃烧室稳定特性的影响

研究了液体燃料喷雾蒸发程度对突扩燃烧室热量释放图形及稳定性的影响。保证总的燃料/空气比不变。在几种液/气燃料流量比下,同时喷入液态和气态烃类燃料,可改变燃料的喷雾蒸发程度。蒸发程度的变化可改变燃烧室内平均能量释放图形及瞬时火焰结构,并可改变与燃烧室不稳定性有关的压力脉动的振幅和频率。当液体燃料份额从0增加到50％时,总的压力脉动均方根值降低至50％。当预混气态燃料和空气进行燃烧时,压力脉动的大部分能量保留在45～65Hz的低频带内,此压力脉动包含燃烧室纵向声振波型。随液体燃料的喷射,可以观察到低频部分明显减少,高频部分(250～380Hz)明显增加。通过测量CH辐射强度可知,当预混气态燃料和空气燃烧时,体积能量的释放是沿着整个燃烧室的长度分布的。当喷射液体燃料时,能量释放区域向上游移动并集中在燃烧室的前半部分。在最大平均能量释放区域,液体燃料的加入也造成了热量释放脉动均方根值的局部增加。液体燃料的喷射使反应流场的结构产生显著变化。预混气态燃料和空气燃烧的特点是大尺寸连贯的旋涡结构从突扩面脱落,此时火焰前峰位于旋涡结构边缘附近。相反,当气态和液态燃料共同燃烧时,在燃烧室前半部分形成一个散布的反应区域。在共同燃烧过程中末观察到低频火焰旋涡结构的脱落现象。压力和能量释放脉动的交叉频谱分析结果表明,液体燃料的喷入,在低频区(45～75Hz)减少了火焰与声振波型的耦合联系;在高频区(250Hz以上)增加了这一耦合联系。     

药柱参数对燃烧室内弹道的影响规律研究

为了完善鱼雷动力系统燃烧室药柱选型和参数匹配设计体系,以某型热动力鱼雷采用的燃烧室药柱为对象,建立了药柱燃烧方程,在仿真试验基础上结合性能验证试验,获得了不同药柱参数对内弹道特性的影响规律:在引燃药参数中,燃速压力指数对燃烧室峰值时间和峰值压力的影响最大;在主药柱参数中,燃速压力指数对燃烧室峰值压力、燃烧室内压稳定值和药柱燃烧时间的影响最大,主药柱初始外半径对燃烧室峰值时间的影响最大。试验结果表明,建立的模型和研究结果满足工程研制需要,可为燃烧室药柱的设计和优化提供理论依据,为燃烧室内弹道特性预估提供技术支撑。     

双燃烧室固体燃料超声速燃烧研究

为了研究亚/超燃空气流量比、空燃比、二次燃气入射角度和等直段长度等因素对燃烧室性能的影响,对固体燃料双燃烧室内流场进行了仿真研究,并开展了固体燃料双燃烧室超声速燃烧原理性验证试验。研究表明,存在最佳的亚/超燃空气流量比,使得燃烧室性能最佳;减小空燃比,尤其是采用二次燃料喷射,增加等直段长度,均可以提高燃烧室的燃烧效率;试验表明,固体燃料在超燃室内能够成功点火,并建立正常的超声速燃烧。     

环形燃烧室中凹腔对C2H4/Air旋转爆轰流场影响的数值模拟

为研究环形燃烧室中凹腔对旋转爆轰流场的影响,通过在开源计算流体动力学软件OpenFOAM框架内求解Navier-Stokes方程,对C₂H₄/Air旋转爆轰燃烧室（RDC）进行三维数值模拟研究。保持进气总压为0.6 MPa,分别在总温300 K、600 K和800 K条件下对比同轴圆环形和凹腔基环形两种构型RDC的主要流场特征,研究凹腔对旋转爆轰波传播特性的影响,定量分析不同热释放速率下消耗的燃料占比,对比了不同热释放速率下消耗的燃料比例。结果表明：对于凹腔基环形RDC,在凹腔内存在回流区,导致在凹腔上游流速缓慢,但在凹腔收缩段流动明显加速,RDC出口的面平均马赫数大于与之对应的同轴圆环形RDC;受燃料向RDC出口和凹腔内壁方向侧向膨胀的影响,相对于同轴圆环形RDC,爆轰波在凹腔基环形RDC中传播时具有更高的速度亏损;部分新鲜燃料与燃烧产物在凹腔内混合,提高了爆轰波波前反应物的温度;在相同进气条件下,同轴圆环形RDC以爆轰形式消耗的燃料占比更多。所得研究结果对RDC的结构设计和优化具有一定的指导意义。     

对置活塞二冲程柴油机双喷油器碰撞喷雾试验研究

为了获得良好的混合气,保证燃烧室形状、喷雾特性及缸内气体流动之间有良好的匹配,针对对置活塞二冲程柴油机燃烧室的喷雾特性,使用纹影法结合图像处理技术分析了喷油器布置方案、喷射压力、定容弹弹体压力和喷油持续期对油束贯穿距离及喷雾空间扩散率的影响。研究结果表明：在喷射压力75 MPa、弹体压力2 MPa、喷油持续期1.5 ms的工况下,双喷油器布置方案与单喷油器布置方案相比,空间扩散率更高,更有利于燃油的雾化;喷射压力的提高有利于燃油在空间的扩散,但近壁区内分布的燃油会随着喷射压力的提高而增加,造成“湿壁”现象;弹体压力过小会使油雾在壁面附近形成浓混合气区域,过大的弹体压力又会使燃油更多集中在中心区域;随着喷油持续期的增加,油束贯穿距离和空间扩散率的增加越来越不明显。     

超燃冲压发动机燃烧室准一维建模与分析

为了研究超燃冲压发动机燃烧室内气流变化规律,通过影响系数法,建立了超燃冲压发动机的准一维模型,该模型考虑了燃料质量添加、壁面传热、截面变化、壁面摩擦等影响因素,同时给出了燃烧室3种模态转换的边界条件。以单模块超燃冲压发动机为研究对象,仿真分析了超燃无激波模态和超燃斜激波模态下燃油当量比、攻角等参数对燃烧室气流参数的影响,结果表明,气流马赫数随当量比的增大、攻角的增大而减小。所建立的模型可为超燃冲压发动机总体设计及性能分析提供一种快速分析的手段。     

类X-51A飞行器巡航状态气动与燃烧流场特性分析

以类X-51A 高超声速飞行器为研究对象,重构了其机体外形及内部超燃冲压发动机的一体化模型,并通过数值方法研究了该目标巡航状态下的气动与燃烧耦合流场特性。数值分析结果表明:类X-51A 飞行器高压区主要集中在机体头部、进气道压缩段、进气道入口侧壁及尾翼前缘,且内部燃烧室的总体压力显著高于机体表面的;燃烧室内靠近两侧壁面的喷孔燃料喷注深度高于中间喷孔的,下游喷孔喷注深度高于上游喷孔的,凹腔附近喷孔喷注深度高于无稳焰结构的壁面喷孔的;燃烧产物羽流长度超过50 m,且持续向机体上方发生偏移。计算结果可为类X-51A 及相关飞行器红外探测与目标识别等技术提供流场数据参考。     

入口气流参数对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响分析

为了研究固体燃料超燃冲压发动机燃烧室入口气流参数对发动机性能的影响,将固体燃料燃面退移速率模型耦合到准一维流动方程中,提出了一种燃烧室的准一维设计和性能分析方法。利用该方法,在飞行条件一定的前提下,改变燃烧室入口气流参数总压、总温、马赫数,得出了各工况下的燃烧室初始型面尺寸并分析了其性能。研究结果表明：在设计飞行条件下,提高燃烧室入口气流的总压和总温均能提高燃烧室的性能,但总温对燃烧室性能的影响更大;燃烧室入口较低的马赫数可以减小燃烧室的加热损失,提高燃烧室的性能;在入口气流质量流量和台阶面积比一定的条件下,提高总温和总压、减小马赫数,能提高燃面推移速率,减小燃烧室的长度。     

固体燃料超燃冲压发动机燃烧室的数值仿真

基于一种固体燃料超燃冲压实验发动机的实验数据,使用数值模拟软件分别对超燃冲压发动机燃烧室的初始状态以及启动后的燃烧流动进行数值模拟。采用用户自定义函数方式给定PMMA燃料进口边界。数值模拟结果显示:燃烧室流场特性分布符合理论分析;燃烧室固体燃料壁面的燃料退移速率与实验数据有一定差异,但是整个燃面沿轴向的燃速分布规律与实验值近似;沿轴向的燃面附近的压力分布与实验结果较为吻合。研究结果表明:该数值计算模型较为合理,对固体燃料超燃冲压发动机的理论研究具有一定参考价值。     

Three-dimensional Numerical Simulation of Combustion Field in the Combustion Chamber

In order to study the effect of rotation on the combustion in the underwater vehicle, a two-phase turbulent combustion process is described with Reynolds stress turbulence model, eddy-dissipation turbulent combustion model, P-1 radiation model and particle tracking model of liquid. The flow in the rotating combustion chamber is simulated at two different working speeds, 0 r/min and 1 000 r/min by Fluent software. The temperature, gas velocity, static pressure of wall and fuel concentration are computed and compared. The results show that the combustion in rotating combustor is faster and more effective.     

出口压力对柴油喷油器流量特性影响的试验研究

柴油机高压燃油系统中,喷油器内部燃油的高速流动易导致喷孔内部出现空化,从而影响喷油特性。为了研究喷油器的进出口压力对燃油在喷嘴里的流动的影响,设计了一套出口压力可调的试验装置,针对高压共轨喷油器进行了不同出口压力下的喷油规律测量,研究了出口压力对喷油率的影响。试验发现：由于进出口压力差很大,喷嘴内部为空化流动;空化流动时,当入口压力不变时,改变出口背压,喷油率不变化,流动出现阻塞现象;出现空化后,增加出口压力,流量系数增大。     

燃烧器流动换热性能数值模拟

针对燃烧器内壳体壁面在高温燃气作用下产生变形、裂纹、皱曲和局部过热等故障,该文采用FLUENT软件对燃烧器的流动换热特性进行了数值计算,建立了燃烧器流动换热的物理模型,分析了高温燃气的压力、温度及速度分布、燃烧器内壳体内外壁面的温度分布、冷却水侧的温度分布和压力损失,旨在为燃烧器研发、设计及优化提供理论依据。数值计算结果表明,燃烧器喷管流通面积的减小使燃气的流速急剧增大,对燃烧器球形底部形成强烈冲击,导致燃烧器底部传热恶化,冷却效果不好,出现局部高温;冷却通道内冷却水最高温度小于冷却水压力对应的饱和水温度,冷却水不会发生沸腾;冷却水通道的沿程压降主要损失在螺旋通道内。     

基于旋流分离器结构的冷壁燃烧室流动特性仿真

旋流分离器产生的内外双层旋流具有稳定火焰以及冷却壁面的潜能,为此文中应用雷诺应力模型（ RSM）对某种结构的旋流冷壁燃烧室的流动特性进行了数值仿真。结果表明：旋流冷壁燃烧室能够实现内外双层旋流流动,具有较好的壁面冷却效果。冷热态条件下,总压损失系数为0.9％和1％,表现出低阻特性;内外旋流分界面平均约占半径的70％。燃烧区域分界随燃料喷入速度的增大而增大,燃料喷射速度为12 m／s时,燃烧区域最大,平均约占半径的56％。