高超声速冲压发动机技术重点实验室成功召开第一届燃烧学研讨会

2011年11月26日至27日,高超声速冲压发动机技术重点实验室第一届燃烧学研讨会在北京国际温泉酒店隆重召开。来自高超声速冲压发动机技术重点实验室、中国航天科工集团三十一研究所、中国空气动力研究与发展中心、国防科技大学、中科院力学所、清华大学、北京航空航天大学、哈尔滨工业大学、西北工业大学、南京航空航天大学、中国科技大学、中国航天科技集团第十一研究院、中国航天科技集团第六研究院第十一研究所等单位的近百名专家和学者参与了研讨。

超燃冲压发动机燃料混合增强技术研究进展

随着超燃冲压发动机技术的发展,发动机燃烧室内燃料的高效混合与燃烧技术成为了研究热点。由于在高马赫数飞行条件下,燃料在燃烧室内驻留时间极短,而混合过程对燃料和来流的热释放具有重要影响,因此需要一种具有高混合效率的燃料喷注方案,国内外学者对此提出了多种混合增强技术。本文对壁面横向射流、凹腔、激波/剪切层干扰以及波形壁混合增强方法的研究进展进行了综述,梳理总结了各类方法的混合增强机理与主要特点,并提出对混合增强技术未来研究方向的展望。

高超声速组合发动机预冷器抗结霜涂层技术研究

为了研究高超声速组合发动机预冷器表面的结霜问题,开展了超低温冷却表面涂层技术及其抗结霜性能的研究。研究了不同温度下,不凝性气体混入、高速气流剪切对结霜过程的影响。结果表明:在-20℃,Zn O超疏水表面,可以延迟表面霜晶的形成长达7min,结霜量减少了一半。与单独加风速和单独加入甲醇的外加环境相比,外加流动剪切和甲醇的组合最能够抑制表面结霜,超疏水表面可在10min内不发生水珠的冻结。在-150℃,超疏水表面霜晶的形核率低,仍具有一定抑制结霜的效果。

高超声速冲压发动机-飞行器计力体系讨论

从吸气式高超声速飞行器受力分析出发,讨论如何统计飞行器受力的问题,建议在研究中使用增量法。这种方法将冲压发动机冷、热工况产生的力(力矩)增量视为飞行器运动分析中所需的"发动机推力或拉力",这个力或力矩分别叠加在飞行器冷通气状态的力或力矩上。这样,就与传统的飞行器运动方程中的力建立了一一对应的关系,可最大限度地使用以往建立的数据获取方法、分析软件、实验技术体系,将给后续工作带来极大的便利。另外,使用此方法,实验容易获得高质量的数据,通过大量容易组织的冷态实验也可使数值模拟的准确度大大提高,使未来飞行器的运动分析结果更可信。在这个体系下,内流道的冷工况阻力(轴向力)是高超声速冲压发动机与飞行器一体化需考虑的重要问题,一方面飞行器总体任务设计需限定内流道冷阻范围,另一方面要使发动机在要求的冷阻范围内高效工作,后者是高超声速发动机研究面临的严峻挑战。

液氧甲烷变推力发动机螺旋槽再生冷却传热特性研究

为探究宽工况范围下螺旋槽再生冷却的传热特性,基于微小通道内低温工质的相变传热模型,采用一维传热计算方法,对5 kN级液氧甲烷变推力发动机开展了螺旋槽再生冷却传热特性研究。结果表明:本文所采用的传热计算模型可用于传热预估,与试验结果相比,冷却剂温升误差为4.3%,压降误差为1.1%,喉部处外壁温误差为-11%,在工程计算可接受范围内;相比于直槽,螺旋槽再生冷却能有效降低燃气侧壁温,同时,在宽范围变推力条件下,实际功率水平越低,冷却剂温升、压降越小,喉部燃气侧壁温越低,但“传热恶化区”内的壁温最大值反而越高,当发动机推力由额定工况的75%调整至20%时,燃气侧壁温的最大值由1 351 K增大至1 399 K;综合考虑壁面温度及冷却剂的压力损失,本文对冷却通道开展优化设计,对比四种冷却通道方案的传热性能,其中,方案4为最优方案,20%额定功率水平工况时,冷却剂温升为491 K,压降为0.34 MPa,燃气侧壁温最大值也仅为1 297 K,较初始设计方案降低了102 K,远低于材料的极限温度。

凹腔对固体超燃冲压发动机燃烧性能影响研究

为提高固体超燃冲压发动机燃烧性能,获得凹腔对固体超燃冲压发动机燃烧性能影响规律,开展了地面直连试验和数值模拟研究。利用数值模拟分析了凹腔位置和数量对燃烧室流动与富燃燃气掺混燃烧作用效果。研究表明:(1)马赫数沿燃烧室流向均呈现下降-波动-上升的变化特点,相比于无/单凹腔构型中的近壁面燃烧,双凹腔构型实现流道中心燃烧。(2)富燃燃气中可燃气体与凝相颗粒因穿透深度不同导致两者分区燃烧,气相燃烧速度和燃烧效率均远高于凝相颗粒,不同质量的颗粒运动轨迹存在差异,但该差异随颗粒燃烧而逐渐减小。(3)凹腔通过产生低速区促进富燃燃气掺混燃烧,促进效果取决于凹腔与燃气喷口间的距离。(4)凹腔对固体超燃冲压发动机燃烧性能具有明显影响,发动机无凹腔时燃烧效率仅0.48,总压损失达0.67,采用双凹腔时燃烧效率达0.98,总压损失为0.58。综上所述,采用双凹腔构型的燃烧室更有利于提高固体超燃冲压发动机燃烧性能。

超燃冲压发动机燃烧模态转换直连式实验研究

为获得燃烧模态转换过程对超燃冲压发动机工作特性的影响,在直连式实验台上,通过液态煤油流量的线性变化,开展了飞行马赫数4.5条件下燃烧室不同工作模态的转换实验。通过对特征位置和参数的监测,实现了燃烧模态的实时判别,获得了燃烧模态转换过程对发动机性能的影响规律。实验结果表明,在燃烧模态转换过程中滞环现象明显,燃烧室压力和发动机推力性能存在突变。在燃油流量以相同的速率增加和减小过程中发生模态转换时刻的燃油当量比存在差异,分别为0.55和0.488,两个转换点燃烧室比推相差8.05%。在滞环区间内,对于同一当量比,会存在两个不同燃烧模态,对应不同的发动机推力性能。

激波风洞超燃冲压发动机推力测量技术研究

为满足高马赫数超燃冲压发动机研制的需求,在激波风洞中开展了超燃冲压发动机推力测量技术研究工作,采用压电式推力测量天平测量了超燃冲压发动机模型上的推力。根据试验模型的受力特性进行了天平设计与校准研究,并在激波风洞中开展了验证性试验。在天平设计中,采用有限元力电耦合分析方法对天平性能进行了预估。分析结果表明:天平主分量的灵敏度可达到17.447 mV/N,一阶振动模态可达到1 022.40 Hz。在验证试验中,分别测量了超燃冲压发动机模型在喷注和不喷注燃料条件下的推力。试验结果表明:在2种试验状态下,发动机阻力差值最大约220 N,说明设计的压电式推力测量天平可分辨出不同试验条件下作用在发动机上的推力大小。

超燃冲压发动机再生冷却技术研究进展

针对超燃冲压发动机内部苛刻的工作环境,总结了再生冷却技术在裂解传热和工程化应用方面的研究进展。介绍了再生冷却过程中碳氢燃料的热裂解模型和传热研究的最新发现,认为裂解机理的研究制约着数值方法的发展,并影响着真实条件下的传热现象研究;分析了煤油再生冷却技术工程化应用的典型方案,复杂的耦合特性与材料间的工艺结合问题分别限制了系统多样化功能和主被动结合热防护技术的实现。目前需要在裂解机理的基础上构建可靠裂解模型和高效的数值计算方法,并广泛开展冷却通道内传热恶化和耦合现象的研究;重点解决系统中的耦合机理和材料间的工艺结合问题,从而推动超燃冲压发动机的工程化应用。

涡轮冲压组合发动机在超声速客机上的应用方案研究

为研究涡轮冲压组合发动机(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)在超声速客机上的配装可行性,以Ma4超声速客机典型飞行任务需求为牵引,采用飞/发一体化约束分析与任务分析方法,建立了Ma4客机/TBCC发动机的一体化设计模型,确定了满足宽范围机动性需求的起飞推重比和满足航程需求的飞机起飞重量,对比分析了起飞推重比、模态转换马赫数、爬升轨迹等因素对飞机任务特性的影响。研究结果表明,TBCC发动机可满足Ma4客机配装需求,满足Ma4客机典型任务剖面机动性需求的起飞推重比应在0.6以上,满足60人商载与4000km航程任务需求的飞机起飞总重在50t^60t量级。

马赫数10超燃冲压发动机激波风洞实验研究

基于室温氢气驱动激波风洞实现总压28MPa,总焓4.7MJ/kg,名义马赫数10超声速空气自由来流模拟,开展二维超燃冲压发动机自由射流点火实验,实现稳定燃烧,燃烧持续时间5ms。通过此次试验,探索尝试了马赫数10超燃冲压发动机地面点火燃烧试验技术,初步获得了高马赫数超燃冲压发动机点火/燃烧过程参数和基本现象规律。试验中,采用高速相机完整记录了氢气喷注、着火、燃烧现象和燃烧持续过程,采用高频压力传感器和热电偶进行沿程壁面压力和热流测量。研究结果表明,马赫数10自由来流条件下,气态氢燃料垂直喷入超声速来流能够实现自点火,并发生剧烈燃烧,燃烧区域压力上升幅度40%,壁面热流上升幅度达100%。

煤油燃料超燃冲压发动机燃烧特性实验研究

为研究空气节流时序对超燃冲压发动机点火和火焰稳定的影响,通过实验方法研究了13个状态的煤油燃料超燃冲压发动机的燃烧特性。通过先锋氢气和节流空气增强煤油燃烧的稳定性,利用两个固定位置的压力传感器监测火焰稳定状态,采用纹影和OH-PLIF相结合的测量手段,获得了流场结构和火焰发展信息。发动机入口来流条件为马赫数2.0,总温950K,总压0.82MPa。在空气节流的作用下,煤油被先锋火焰引燃,在先锋氢撤除后,煤油仍然可以稳定燃烧。在扩张段中,空气节流和燃烧共同作用产生的激波串移动速度约为52m/s,但在凹槽内其速度仅为3.7m/s。观测监测点压力变化情况可以区分所研究状态的火焰稳定与否,通过对13个研究状态的考察,获得了火焰稳定临界曲线。当所研究状态点在临界曲线右上方区域时,火焰状态稳定;当所研究状态点在临界曲线左下方区域时,火焰将被吹熄;当所研究状态点在临界曲线上时,火焰不稳定,在空气节流撤除之前将被吹熄。

冲压发动机高硅氧/酚醛燃烧室热防护层实验研究

高硅氧/酚醛树脂基复合材料具有成型工艺简单和成本低的特点,被广泛地应作固体火箭发动机的防热材料。为了探索高硅氧/酚醛树脂基复合材料应用于冲压发动机燃烧室被动热防护结构,对高硅氧/酚醛树脂基复合材料大尺度冲压发动机燃烧室热防护层进行了实验研究。研究结果表明,冲压发动机燃烧室热防护层能工作到300s,高硅氧/酚醛热防护层能够适应其恶劣的工作环境要求。同时,通过实验研究也表明,更长工作时间之后,由于冲压发动机燃烧室工作温度的不均匀,导致酚醛树脂基体的分解与增强的高硅氧纤维熔融不同步,且热解、碳化后的形态和性能都会发生较大的变化,由此会导致其尺寸收缩、力学性能降低、导热系数增加,更长时间工作容易产生裂纹、分层等问题。针对这些问题,提出了进一步研究的建议。本项研究对于发展成型工艺简单和成本低的冲压发动机燃烧室热防护结构具有重要的价值。

液体碳氢燃料超燃冲压发动机支板凹槽稳焰技术试验

液态碳氢燃料点火、稳焰技术是超燃冲压发动机的关键技术之一,是发动机获得推力性能的先决条件。采用直连试验手段,对支板凹槽组合稳焰技术进行了研究,比较了不同燃料喷注方式和不同支板凹槽组合方式对点火、稳定燃烧的影响。结果表明支板喷射与支板凹槽组合稳焰的燃烧组织方式,可以实现在低飞行马赫数范围(Ma0=4～5)液体碳氢燃料的可靠点火与稳定燃烧,并获得较好的燃烧性能。

C/SiC复合材料在超燃冲压发动机中的应用研究进展

超燃冲压发动机是发展高超声速技术的核心,以其为动力装置的各类高超声速飞行器对于国防安全和航天运输都有重要意义。本文分析了超燃冲压发动机对热防护材料的要求,综述了C/SiC复合材料在超燃冲压发动机中的应用研究现状,提出了发展建议,指出了需要关注的关键问题。

TRRE发动机关键技术分析及推进性能探索研究

对TRRE发动机关键技术难点及技术途径进行了初步分析,对北京动力机械研究所原理样机研制进展进行了简要介绍,并结合原理样机流道设计与数值仿真研究获得的性能数据,开展了TRRE发动机推进性能探索研究,初步验证了TRRE发动机在兼具加速、巡航、机动等方面的性能优势。研究结果表明,在适当兼顾低马赫数大推力需求和Ma=6纯冲压工况高比冲需求的情况下,发动机在宽马赫数工作范围具有较大范围、灵活便捷的推力调节能力,可满足高低速通道平稳接力需求,表现出极具优势的加速、机动飞行和高马赫数巡航的适应性。

超燃冲压发动机推力性能评估方法

超燃冲压发动机与飞行器紧密耦合,使得在地面试验直接测量发动机流道有效推力非常困难。为了更有效获得发动机推力性能,提出了一种基于机体推进一体化性能试验的评估方法,基于脉冲燃烧风洞带动力一体化测力试验直接获得飞行器的整机净推力。基于净推力加机体外阻的方法获得了发动机有效推力。同时提出了一种通过流量计测量飞行器机体外阻的试验技术,并对测量误差进行了分析(均方根误差小于2.54%)。与传统的台架推力差减内阻的方法相比,该方法把发动机流道内阻计算转为飞行器机体外阻计算或测量,为超燃冲压发动机推力性能评估提供了一种全新思路。

双模态超燃冲压发动机点火方案对比试验

在来流马赫数2、总温840K的双模态超燃冲压发动机扩张型燃烧室的冷启动工况下,对凹腔上游的煤油横向射流喷雾的三种点火方案(热射流点火、乙烯引导点火、凹腔内局部补氧点火)进行了试验对比研究。采用高速相机拍摄了不同点火方式下的初始火焰生成和发展过程,对比分析了各种点火方案的点火接力过程和压力响应特点。试验研究表明,热射流火焰和喷雾下游掺混燃烧后通过火焰逆传形成凹腔驻留火焰,室压受热射流供应及其与喷雾作用的非定常特性的影响较大;乙烯引导点火受乙烯燃烧强度的影响,在研究的参数范围内,由于生成的乙烯火焰较弱,易被煤油喷雾浇熄,旨在凹腔内形成接力火焰的点火方法未能实现乙烯引导的成功点火;在凹腔内局部补氧能够改善煤油喷雾的点火性能,点火接力过程过渡平稳。

基于数据集中器的超燃冲压发动机分布式控制系统通信方案设计

为满足超燃冲压发动机的控制需求,开展超燃冲压发动机分布式控制系统通信方案设计研究。通过研究超燃冲压发动机的部件特性和控制需求,给出了超燃冲压发动机控制系统所需要测量的参数。设计基于数据集中器的部分分布式控制系统并对控制系统结构、总线选择、通信方案设计等关键技术进行阐述。在部分分布式控制系统中,全权限数字电子控制器(FADEC)实现控制及冗余切换管理功能并与飞机系统进行数据交互,FADEC原有的信号处理功能及故障检测功能被分散到数据集中器一级。在MATLAB环境下利用True Time仿真工具箱搭建分布式控制仿真系统对通信方案进行验证。仿真结果表明该通信方案在250kbit/s传输速率下的带宽利用率为41.14%,各节点消息传输没有冲突且传输时延不超过16.1ms。

带凹腔火焰稳定器的固体火箭超燃冲压发动机燃烧室试验研究

以含硼贫氧固体推进剂为燃料,对带凹腔火焰稳定器的固体火箭超燃冲压发动机燃烧室构型首次开展了地面直连试验研究。试验模拟了23km,5.5Ma的飞行工况,通过测量压强、推力和流量等参数,得出了燃烧室性能。试验结果表明:一次富燃燃气在燃气发生器喉部沉积导致燃气流量持续提高,试验过程中当量比由0.44逐渐增加至0.54;本文所研究的凹腔稳焰结构提高了富燃燃气中气相可燃组分的燃烧效率,但对于凝相颗粒燃烧的促进效果不明显;试验工况下发动机总燃烧效率约48%,高空比冲约为423s,高于文献中所报道的中心支板喷射稳焰的固体火箭超燃冲压发动机试验比冲性能。