超燃冲压发动机尾喷管数值分析

采用某软件对非对称喷管进行数值模拟,通过与NASA试验数据进行比较,验证了运用该软件对超燃冲压发动机尾喷管流场计算的可行性。对自行设计的超燃冲压发动机尾喷管进行数值模拟,考察了外部流场参数以及静压比对喷管性能的影响,为发动机喷管的性能评估提供了参考依据。

超声速混合层混合LES/RANS模拟

为明确超声速混合层发展规律,利用混合LES/RANS方法计算了隔板厚度、压力不匹配程度及燃料组分对超声速混合层发展的影响,并定量分析了相应的混合效率和压力损失。结果表明:一定范围内,隔板厚度越大,混合越好,总压损失越大;压力不匹配程度与混合效率和压力损失并非线性关系,总体而言,不匹配程度越高,混合效率相对较高,总压损失较小;氢气组分越靠近当量质量分数,混合效率越高,压力损失较大。

超燃发动机燃烧模态判别准则初步研究

为建立超燃发动机燃烧模态定量判别准则,针对马赫数3.0,总温1500K,总压2.1MPa的来流,完成了燃烧模态的实验和数值模拟研究。对比分析了不同当量比条件下燃烧室马赫数分布和隔离段激波结构,确定了燃烧模态判别采用的两个压力测点特征位置,研究了燃油增加过程中特征位置壁面压强比值的动态特性。结果表明,随着当量比的增加,燃烧模态由超燃模态转变为亚燃模态,当量比0.6是超燃模态过渡到亚燃模态的转换点。特征位置压比变化率最大时刻的比值1.5可以作为定量判别燃烧模态的依据,当特征位置壁面压强比值小于1.5时为超燃模态,大于1.5时为亚燃模态。

新型液氧/空气/异丁烷燃烧加热器研制及流场校测

为了发展高流场品质、安全可靠运行的高超声速高温风洞技术,研制了一种新型的液氧/空气/异丁烷燃烧加热器。该加热器采用"气液燃烧"模式组织燃烧,考虑了均匀流场设计,并利用空气-异丁烷火炬点火器实现点火。50kg/s量级燃烧加热器点火调试表明,主气流能实现快速点火,在火炬关闭后,继续维持稳定燃烧。利用Φ1m喷管,针对马赫数6,总压6.0MPa及5.2MPa开展流场校测,结果表明燃烧加热器在喷管出口直径80%的中心区域提供均匀气流,在流场均匀区内,马赫数均方根偏差在0.05以内,总温均方根偏差在20K以内,能支撑高超声速气动及推进试验。

敞口式离心喷嘴液膜动态填充及打开过程研究

为了揭示敞口式离心喷嘴液膜填充及打开过程,采用两相界面追踪方法 VOF(volume of fluid)模拟了喷嘴内部及近喷口区域流动过程,计算得到的喷雾角和试验结果偏差不超过2%。计算结果表明:喷嘴内部填充过程中,自切向孔下游至喷嘴出口液膜厚度缓慢增加,在喷嘴出口处液膜厚度大幅度降低,呈非线性发展;相应地,切向孔截面空心涡经历了正方形-花瓣形-圆形的演化历程;喷口边缘处表面张力占主导,此时液膜较厚,因此液膜刚流出喷嘴时并没有立刻打开,而后变薄、失稳、脱落、破碎并部分聚合,随着时间推移,喷嘴出口液膜形态依次经历了铅笔形、洋葱形、郁金香形和完全发展形四种形态,与稳态下喷注压降改变时喷雾形态变化相一致。

当量比对燃烧模态的影响机理分析

为了深入分析当量比对燃烧模态的影响机理,通过试验和计算研究了不同当量比条件下超燃冲压发动机燃烧室流场,给出了释热速率的计算方法。结果表明,数值模拟结果具有一定的可靠性,并基于数值模拟结果,提出了模态形成过程中释热和流动速度的反馈平衡机理。给出了三种燃烧模态及其特征,超燃模态,燃烧释热为分布式,燃烧室流动速度为超声速,隔离段无分离;亚燃模态,燃烧释热为集中式,燃烧室流动为亚声速,隔离段存在大分离以及强激波串;混合模态,燃烧释热为集中式,燃烧室流动同时存在亚声速和超声速,隔离段存在大分离以及强激波串。提出了高当量比条件下实现超声速燃烧的方法,即在扩张段注油,避免集中式释热。

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。

双燃烧室冲压发动机三维隔板后缘构型数值研究

文中对双燃烧室冲压发动机超燃室中多种三维隔板后缘构型对超声速混合层的影响进行了数值研究，并详细分析了较优构型的冷流和燃烧流场。隔板后缘为交错构型时诱导的流向涡大大促进了混合层增长，楔块顶点间隔越大，楔角增大，流向涡演化发展得越快。同时详细分析了较优隔板后缘构型的冷流流场结构和其扩展构型的三维燃烧流场结构，在计算区域后段，燃烧流场混合效果比冷流流场的略有增加。

双燃烧室冲压发动机为动力的高超声速飞行器

介绍了双燃烧室冲压发动机的研究进展及特点,并较详细地论述了以双燃烧室冲压发动机为动力的高超声速飞行器的主要技术,对其机理研究和工程应用有一定的参考价值。

双燃烧室冲压发动机富油燃气超声速燃烧数值模拟

文中对双燃烧室冲压发动机主燃室中富油燃气超声速燃烧进行了数值模拟。在模拟飞行马赫数6情况下,研究了亚燃室出口燃气马赫数、压力及燃气与超燃进气道出口热空气的压力匹配程度等多种因素对流场的影响。结果表明,保持热空气马赫数不变,燃气马赫数越低,混合层增长越快;燃烧促进了混合层增长,燃气马赫数较高时,燃烧对混合层增长的促进作用受到抑制;来流压力不匹配程度越大,流场波系越强,混合层和激波相互作用后偏折越厉害;燃气/空气压力比小于1时,混合层和燃烧释热区均有所增大。

超声速混合层发展情况的非线性时间序列分析

采用大涡模拟数值方法,模拟了具有工程应用背景的二维超声速湍流混合层,通过非线性时间序列分析伪相图、关联维数和Lyapunov指数,得到了混合层发展情况的混沌特性。结果表明,混合层中心线沿流向位置的压力伪相图可定性地表示混合层的稳定性,关联维数分布可定量描述混合层经历的线性失稳、非线性失稳和涡合并阶段等发展情况,最大Lyapunov指数分布作为关联维数分析结果的验证。对于相应的超声速混合层实验,采用非线性时间序列分析方法研究混合层发展情况具有通用性。

强激波与超声速混合层相互作用的大涡模拟

基于大涡模拟数值方法,文中研究了具有双燃烧室冲压发动机超声速燃烧室工程背景的二维超声速混合层与激波相互作用的情况。强激波入射在混合层上,使当地混合层增长加快,但在下游位置,拟序结构对平均流湍动能的吸收达到饱和,阻碍了混合层增长;超声速气流绕楔流动产生的激波角越大,更大强度的激波入射到混合层上,使其向上偏折更厉害;激波与有反应超声速混合层作用的流场,相对于无激波的燃烧流场,化学反应强度要大很多。

一种高频气流换向阀的设计与性能测试

为了实现气流流向的高频转换,设计了一种高频气流换向装置,该装置采用步进电动机驱动,通过调节电动机的转速来调节气流流动方向的转换频率。通过对该装置的性能测试表明:能够在较高的压力下实现气流流动方向的高频转换,并且具有工作平稳,噪声小等优点。

新型空气/酒精火炬点火器设计及试验

为满足燃烧装置对点火系统低时序控制精度和运行参数宽范围可调的需求,设计了一种能够在宽油气比范围内工作,且对燃料和氧化剂注入时序要求较低的空气/酒精火炬点火器。该火炬点火器利用气泡雾化喷嘴组织燃料雾化,采用电嘴进行点火,开展了不同气液质量比和当量比下火炬点火器的热态调试,并将其作为点火装置应用于燃烧加热器开展点火试验。结果表明:火炬点火器在空气注入稳定后即可注入燃料点火起动,对燃料和氧化剂注入时序要求较低;在气液质量比5.73%~19.56%和当量比0.51~2.48内,火炬点火器均能实现快速点火和稳定燃烧,具备点火参数在较宽范围内调节的能力;将火炬点火器应用于燃烧加热器,可迅速点燃主气流,在燃烧加热装置上有良好应用前景。

不同隔板构型下的超声速混合层流场特性

利用实验和数值仿真相结合的方法,对Ma1=1.5,Ma2=2.5,T0,1=300K,T0,2=1200K,压力匹配(p1=p2=86kPa)条件下的超声速混合层在不同隔板构型下的流场特性进行了研究。实验中发现在隔板上开凹腔对于混合层具有一定的混合增强效果,且凹腔长深比越大,这种效果越显著。对于尾缘交错分布的隔板,混合层流场显现出强烈的非定常性,且极大地增进了混合。通过相应的数值仿真发现,凹腔隔板的增混机制在于凹腔剪切层的再附着,而交错隔板则在于促进了大尺度流向涡的产生。

气液同轴离心式喷嘴雾化特性试验研究

利用激光相位多普勒粒子分析仪(PDPA),对气液同轴喷嘴下游流场的喷雾特性进行研究,测量了不同气液喷注压降下的索特尔平均粒径(SMD)、轴向速度及单位时间通过测量点的粒子数目等雾化特性参数.研究表明:相对于单一的液体喷注,加入气体后,液滴速度和数据率显著增加,粒径大幅度衰减,气体对离心喷嘴的雾化有明显的优化作用;随着轴向距离的增加(15~300 mm),中心处轴向速度和SMD降低,但离开中心区趋势恰好相反,粒径和轴向速度呈上升趋势,同时同一测量面液滴均匀性得到优化;随着喷嘴气体喷注压降的增加(0.13~0.17 MPa),气液比和相对速度增加,气体对液滴的雾化作用加强;在固定的气相压降等参数下,该喷嘴存在一个最优的液相喷注压降,此时离心雾化和气动雾化综合效果最佳.

煤油燃料超燃发动机燃烧室温度测量与计算分析

为获得超燃冲压发动机燃烧室流场温度分布特性,深入分析发动机工作特性,对马赫数为2.0,总温为1 100K,总压为1.0MPa的来流,利用可调谐的相干反斯托克斯拉曼散射(CARS)技术完成了直连式燃烧室流场温度测量;同时对实验状态进行了三维并行数值模拟,对比分析了计算和实验结果的差异。结果表明,隔离段温度的实验测量值与计算结果的最大相对误差约为0.8%;在燃烧室核心流区域,当量比为0.6和0.8两个状态下,实验测量值分别比计算值偏低约40K和150K,相对差异为4.2%和13%;在凹槽回流区内,当量比为0.6和0.8时实验值则分别比计算值偏低约140K和170K,相对差异为11.7%和7.5%。主喷油位置喷入当量比为0.2的燃料对燃烧室区域的温度和压力分布会产生较大影响,但对扩张段及后部区域的推力性能不会产生显著的改变。

双燃烧室冲压发动机超声速混合层混合增强数值研究

研究了具有双燃烧室冲压发动机超声速燃烧室工程背景的特定超声速混合层的混合增强措施——低速流入口加入沿流向振荡.研究结果表明:它对二维混合层的混合增强效果明显,加振荡后流场燃烧强度加大,但仍属于较弱燃烧强度;振荡频率决定着涡量聚集区域的位置和大小,振幅决定着涡量分配和聚集的均匀程度.

敞口式离心喷嘴内部及近喷口区域的流动特性

为了深入理解敞口式离心喷嘴雾化机制,基于界面追踪法VOF(volume of fluid)和RNG(renormalization group)湍流模型对敞口式离心喷嘴进行数值模拟,计算结果与PDPA(phase Doppler particle analyzer)及单反相机测得的喷嘴出口速度和雾化锥角一致性较高.清晰地捕获了中心空气涡结构及喷嘴内部的回流区,展现了切向孔与旋流室的交互影响,并着重分析了液膜厚度演变特性及喷嘴内外速度场发展规律.随着喷注压降的增加,破碎长度降低,打开长度及喷雾角增加.揭示了敞口式离心喷嘴独特的流动机制,为喷嘴雾化性能预测及结构优化提供依据.

不同隔板构型下带反应超声速混合层实验

为了考察超声速混合层混合、燃烧流场特性,并探索其被动增强方法,利用高速纹影、自发辐射成像和平面激光诱导荧光(PLIF)技术对压力匹配条件下的超声速混合层在不同隔板构型下的流场特性进行研究.结果表明:相对于对混合层混合的影响,凹腔对燃烧的影响明显受到抑制;尾部交错结构隔板促进混合层流向涡的产生,大大提高了混合层内燃烧强度.