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题名中心锥喷管喉道比参数对旋转爆轰燃烧影响的数值研究
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作者
刘思远
汪洋
李真珍
滕宏辉
田诚
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机构
北京理工大学宇航学院
北京理工大学重庆创新中心
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2023年第9期115-126,共12页
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基金
国家自然科学基金(12202014,12002041)。
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文摘
旋转爆轰发动机的推进性能与尾喷管的设计有关。为探究中心锥喷管的喉道比参数如何影响旋转爆轰波的传播模态及旋转爆轰发动机的推进性能,采用三维欧拉方程结合氢气/空气基元反应模型,对不同喉道比参数下的旋转爆轰发动机进行了数值模拟与流动分析。数值结果显示,随着喷管喉道比的减小,旋转爆轰波依次呈现出稳定单波模态、单双波交替的混乱燃烧模态和爆燃燃烧模态。研究发现,喉道处产生的反射激波是影响RDW传播模态的关键因素。随着喉道比的减小,反射激波强度逐渐增强,并与新鲜来流混气作用引发局部热点,使单波模态转变为单双波交替的混乱燃烧模态;随着喉道比进一步减小,反射激波的高压作用使爆轰波熄爆,燃烧模态转变为爆燃燃烧。对推力性能的进一步分析表明,单波模态下发动机的推进性能随喉道比的减小而增强,且明显好于混乱模态和爆燃模态。
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关键词
旋转爆轰发动机
中心锥喷管
反射激波
喉道比
燃烧模态
推进性能
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Keywords
Rotating detonation engine
Aerospike nozzle
Reflected shock wave
Throat ratio
Com bustion mode
Propulsion performance
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分类号
V439
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
O381
[理学—流体力学]
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