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题名飞行Ma12条件超燃发动机流场及燃烧特征分析
被引量:3
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作者
何粲
邢建文
欧阳浩
邓维鑫
肖保国
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机构
中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
中国空气动力研究与发展中心高超声速冲压发动机技术重点实验室
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出处
《力学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2022年第3期622-632,共11页
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文摘
为提升针对高马赫数发动机的模拟能力,对计算方法进行了可压缩性修正,并针对飞行Ma12条件下超燃冲压发动机进行了多状态三维数值模拟,分析了发动机内波系、参数以及燃烧性能特征.研究结果表明:(1)修正后的方法计算所得激波位置及强度与试验值吻合,在激波串模拟、高马赫数发动机模拟上均展现了更优的能力.(2)发动机内形成激波与反射波系,燃烧并未改变波系贯穿流道的基本结构,且随着当量比增加,激波角增大,反射激波数量增多,激波交汇带来的温升与压升有利于燃烧释热,且随着反射激波沿流向减弱,激波导致的壁面热流升高现象逐渐减弱.(3)流场中绝大部分区域为非预混燃烧.燃烧室后段平均静温超过2500 K,完全产物H_(2)O减少,H_(2)与O_(2)燃烧效果变差,发动机可利用的有效释热在燃烧室前段增加,在后段减少.O原子复合主要发生在喷管中.(4)当量比0.5时,化学反应主要发生在燃烧室前部;当量比1.0时,反应距离更长.当量比0.5与1.0下燃烧室阻力差异较小,总推力系数提升主要由尾喷管贡献.燃烧会导致燃烧室摩阻及整机总摩阻减小,进气道与尾喷管摩阻变化较小.
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关键词
高马赫数
超燃冲压发动机
可压缩性修正
有效释热
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Keywords
high Mach number
scramjet
compressibility correction
effective heat release
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分类号
V231.2
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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