碳氢燃料超燃冲压发动机进气道与燃烧室匹配性能试验研究

在模拟飞行马赫数Ma=6,高度25km条件的液体碳氢燃料超燃冲压发动机自由射流试验中,对比研究了4种不同进气道,不同燃烧室入口条件下模型发动机的点火与燃烧性能。试验结果表明几何内收缩比3的侧压式进气道的出口压强低而无法实现模型发动机的点火;进气道增加部分前体压缩,模型发动机则能够维持稳定燃烧,得到正推力;采用较高收缩比5 35的三维进气道的出口流场畸变程度较高,降低了隔离段抗反压的能力,会对燃烧性能产生很大影响,燃烧效率、发动机推力显著下降,甚至可能导致发动机熄火。不同长度的隔离段对比研究表明隔离段加长能够提高抗反压能力,有助于实现煤油分级燃烧,提高燃烧效率。

碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室流场数值模拟综述

概述了碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室火焰稳定方式,对煤油、乙烯、甲烷燃料的超燃燃烧室流场数值模拟进行了综述,并根据流场数值模拟结果分析了相应的流动机理,描述了碳氢燃料敏感性研究。

碳氢燃料超燃冲压发动机油气涡轮做功能力评估

为了研究油气涡轮泵燃油供给系统中,碳氢燃料裂解油气的做功能力,以正癸烷为替代燃料,基于其裂解后的实验组分分析,发展了基于Soave-Redlich-Kwong(SRK)状态方程的真实气体裂解混合物的等熵焓降计算方法,并对油气涡轮的做功能力进行了分析和评估。研究表明,当膨胀起始温度为950K,膨胀起始压力超过3MPa,膨胀比为2时,裂解混合物的等熵焓降可达110kJ/kg,具备较强的做功能力。

碳氢燃料超燃冲压发动机推进系统的开发、验证与应用

美国空军的碳氢燃料超燃冲压发动机技术 (HySET)计划目前仍在进行中。该计划旨在探索Ma=4～ 8的液体碳氢燃料超燃冲压发动机推进系统的技术基础 ,用于开发一次性使用和可重复使用的高超声速军用飞行器。HySET计划的近期应用对象是高超声速巡航导弹。该计划第 1阶段确定了飞行器和适于飞行使用的发动机的初步设计 ,同时提出超燃冲压发动机部件的技术要求。第 2阶段使飞行器和飞行发动机的设计进一步成熟 ,同时完成进气道、燃烧室和结构部件的试验。目的是证明 ,如果HySET计划的推进系统可以达到目标 ,由超燃冲压发动机推进的导弹能够满足任务要求。第 2阶段验证了增加一体化规模和程度时 ,部件的性能和结构耐用性。与此同时 ,由波音公司和普惠公司组成的协作小组负责HySET超燃冲压发动机与高超声速导弹的一体化。后者是波音公司根据国防高级研究计划局的可负担得起的快速反应导弹演示器 (ARRMD)计划研制的。ARRMD计划旨在开发并验证一种廉价的高超声速打击导弹 ,该计划分两个阶段进行 ,目前已完成第 1阶段工作 ,进入第

碳氢燃料超燃冲压发动机推进系统的开发、验证与应用

美国空军的碳氢燃料超燃冲压发动机技术(HySET）计划目前仍在进行中，该计划旨在探索Ma=4～8的液体碳氢燃料超燃冲压发动机推进系统的技术基础，用于开发一次性使用和可重复使用的高超声速军用飞行器。HySET计划的近期应用对象是高超声速巡航导弹，该计划第1阶段确定了飞行器和适于飞行使用的发动机的初步设计，同时提出超燃冲压发动机部件的技术要求，第2阶段使飞行器和飞行发动机的设计进一步成熟，同时完成进气道，燃烧室和结构部件的试验。目的是证明，如果HySET计划的推进系统可以达到目标，由超燃冲压发动机推进的导弹能够满足任务要求，第2阶段验证了增加一体化规模和程度时，部件的性能和结构耐用性， 与此同时，由波音公司和普惠公司组成的协作小组负责HySET超燃冲压发动机与高超声速导弹的一体化。后者是波音公司根据国防高级研究计划局的可负担得起的快速反应导弹演示器（ARRM）计划研制的，ARRMD计划旨在开发并验证一种廉价的高超声速打击导弹，该计划分两个阶段进行。目前已完成第1阶段工作，进入第2阶段研制。

碳氢燃料超燃冲压发动机热非平衡效应

高超声速流动往往伴随着热化学非平衡效应,而热化学非平衡效应会对高超声速推进系统内的流动、燃烧带来一系列影响。采用双温度热化学非平衡模型以及热力学平衡模型,对飞行条件为马赫数10、高度29 km的煤油燃料超燃冲压发动机进行数值模拟,研究了热非平衡效应对发动机流动、燃烧及性能的影响。结果表明:热非平衡效应可以通过改变斜激波角度进而影响发动机内的流场结构和掺混效率。尽管热非平衡态下燃烧室前部的平衡温度较高,可以促进凹腔上游的燃烧,但对于凹腔后部的燃烧,热非平衡效应降低了热释放率峰值及燃烧效率。喷管中的振动非平衡效应可影响推力。总的来说,热非平衡效应降低了马赫数10煤油燃料发动机的性能。

氨/氢燃料射流点火船用发动机燃烧特性

为突破氨在发动机中的燃烧局限性,促进氨燃料高效快速燃烧,提出了一种利用氢气射流火焰点燃氨燃料的方案。通过向主动式预燃室供给氢气,进气道内预混氨/氢燃料,实现氨在大缸径船用发动机上的稳定高效燃烧。基于数值模拟计算方法,在改进了Otomo氨/氢机理基础上,探究了进气温度、掺混氢气的质量分数和主燃室当量比对氨/氢燃料着火与燃烧特性的影响。研究结果表明,射流火焰可以在主燃烧室形成燃烧所需的热力学环境和高活性热射流。在当量比为0.4、不掺混氢气的条件下,450 K进气温度可以实现氨燃料发动机的稀薄燃烧,在掺混氢气的质量分数较低时,射流点火对火焰发展促进作用更显著;掺混氢气的质量分数提高至10.0%可以使燃烧相位提前18°,但爆震风险增加;在进气温度为320 K和掺混氢气的质量分数为2.5%条件下,主燃室在当量比最小为0.45时可正常着火,但随着更接近理论空燃比的燃烧,指示热效率略有提升,主动预燃室氢射流点火的燃烧模式在实现氨发动机高效快速燃烧方面具有良好的潜力。

冲压发动机燃烧室超声速来流横向喷雾轨迹预测模型及动态特性分析研究

为探究超声速来流下圆柱横向射流轨迹及喷雾动态特性,在宽来流马赫数(Ma=1.50,2.02,3.09)条件下开展了不同喷嘴直径与喷注压力的煤油喷雾试验,通过纹影系统捕捉射流图像并进行外边界拟合与频谱分析。建立了考虑射流前激波效应的穿透深度预测模型,最大与平均相对误差较先前的预测模型分别下降约36%和19.1%。通过快速傅里叶变换分析,发现喷雾所受扰动以低频波为主,同时伴有时间特征较为复杂的波动。本征正交分解分析结果证明,喷雾表面同时存在高低频扰动,但低频波占据主导地位,高频波能量较低可被忽略,对应了快速傅里叶变换分析结果;低频波频率与来流有效韦伯数有关,有效韦伯数增大会使波长减小,当喷雾前端的来流速度差别较小时,频率就会增大。

固体火箭超燃冲压发动机点火燃烧过程实验研究

为解决硼基贫氧燃料固体火箭超燃冲压发动机补燃室内硼颗粒超声速点火燃烧难题,设计制造了在超声速燃气射流掺混区域开设观察窗的点火燃烧过程试验样机,开展了含硼贫氧固体燃料的超声速点火试验。试验模拟了26 km,Ma5.9的飞行工况并通过高速摄像获得了点火燃烧过程的火焰形态。试验结果表明:掺混增强装置可以显著改善补燃室内存在的分层流动和一次燃气气固两相分离的现象,为硼颗粒提供良好的点火条件从而提升其附近硼颗粒的点火燃烧性能。通过合理设计掺混增强装置位置,将硼颗粒在一次燃气喷注口附近的高温点火区点燃比在补燃室中段点燃具有更高的燃烧效率,本文设计的燃烧组织结构在试验中实现了硼贫氧固体燃料0.812的燃烧效率。

含硼碳氢燃料在超燃冲压发动机中的燃烧试验研究

为提高碳氢燃料的能量密度,针对在高密度液体碳氢燃料中添加纳米硼颗粒的燃料方案,在超燃冲压发动机试验台上开展了点火燃烧性能试验验证。试验当量比为0.56~0.94,评估了硼颗粒添加对燃料喷注特性、比冲性能和固相沉积的影响。基于本文所用液体碳氢燃料,添加质量分数16%的硼颗粒可使超燃冲压发动机燃烧室平均密度比冲提升6.05%;硼颗粒添加会造成明显的壁面固相沉积问题,干扰压力测量系统获得有效数据。本试验初步评估了含硼碳氢燃料典型方案的喷注特性,获得了硼颗粒添加对燃料性能提升的定量结果。

燃料贴壁式固体超燃冲压发动机推力性能研究

燃料贴壁式固体超燃冲压发动机具有比冲高、结构简单、维护方便等优点,但也伴随着发动机推力不稳定问题。基于能量守恒原理,建立了固体超燃推力零维模型。该模型避免了一维推力模型中数值奇异与数值刚性问题。基于此模型,开展了燃料质量流量与空气流量对固体超燃燃烧室推力的影响研究。结果表明,燃料质量流量特性对推力的稳定性有显著影响。通过燃面退移速率与燃烧室构型的匹配,理论上可以构造出使推力变化幅度较小的发动机构型。

超燃冲压发动机燃烧室碳氢燃料的点火和火焰稳定研究(英文)

在氢氧加热脉冲风洞上,对超音速燃烧室在进口2Ma、总温960-1 420 K条件下的碳氢燃料的点火和火焰稳定进行了实验研究。在直连式超音速燃烧室实验中,通过采用火花塞＋氢先锋火焰、火花塞＋乙烯先锋火焰的方法实现了煤油燃料的点火和火焰稳定。研究结果显示,当采用氢作为先锋火焰时,利用火花塞能够在燃烧室进口总温960 K条件下实现煤油的点火和火焰稳定;当采用乙烯作为先锋火焰时,利用火花塞,实现没有点火和火焰稳定的最低温度为1 420 K。

超燃冲压发动机可贮存碳氢燃料再生主动冷却换热过程分析

首先简介了高超声速飞行及超燃冲压发动机工作特点,分析了超燃冲压发动机的热环境和影响因素,指出再生主动冷却是经常采用的热防护方法。进一步分析了可贮存碳氢燃料实现超燃冲压发动机再生主动冷却应能在高温下通过裂解或脱氢反应进行有效化学吸热,应具备使用温度下低结焦、低析碳、高综合吸热冷却能力。最后指出吸热碳氢燃料冷却换热过程是极为特殊的,主要表现在,换热过程面临大的热流密度变化、发动机壁面与燃料之间高的过热温度、燃料追求相对低流速、燃料大范围温度变化、气液两物态和存在裂解或脱氢等化学反应。

固体超燃冲压发动机燃烧模态转换研究

对固体超燃冲压发动机的模态转换现象和燃烧室工作特性开展了地面直连试验和数值模拟研究。试验在Ma=6,25 km的条件下实现燃烧模态由超燃转换为亚燃,再转换为超燃的动态变化。数值模拟获得了对应燃烧模态下发动机燃烧室的流场参数变化及工作特性。将隔离段出口马赫数作为燃烧模态判别准则,基于隔离段绝热假设计算出隔离段出口马赫数,实现发动机燃烧模态的实时判别,并通过数值模拟结果验证了该方法的可行性。试验结果表明,改变燃料喷注方式能够实现燃烧模态的变化,亚燃模态下的性能明显高于超燃模态。数值结果表明,发动机隔离段及燃烧室内激波强度和位置受到横向射流与燃烧释热的共同影响,且不同燃烧模态下影响激波的主要因素不同。发动机燃烧室工作在亚燃模态下的性能最佳,总压恢复系数为0.44,总燃烧效率为0.79。其中,亚燃模态下硼颗粒和碳颗粒的燃烧效率分别为0.78和0.65。

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。

等直段直径对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响

为了研究燃烧室内等直段直径的尺寸对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能及流场特性的影响,基于国外研究者完成的固体燃料超燃冲压发动机的实验数据,对不同等直段直径燃烧室工作过程进行数值模拟。采用基于压力的二阶迎风差分数值方法,物理模型为轴对称结构,燃烧模型采用有限速率/涡耗散模型(Finite-Rate/Eddy-Dissipation),湍流模型采用SST k-ω模型。PMMA燃料进口边界由用户自定义函数的方式给定,分析不同等直段直径下超燃冲压发动机燃烧室内流场特性及其性能变化。数值模拟结果显示:随着等直段直径的增大,燃烧室可由壅塞状态转变为超声速流动状态,增大至某一数值(约为16.5mm)附近时,燃烧室出口可以达到完全膨胀状态。同时,燃烧室的燃烧效率逐渐增大,出口处燃烧效率由62.45%增大至72.74%。总压损失也逐渐增大,出口处最大值可达52%,而燃烧室推力逐渐减小。

固体燃料超燃冲压发动机研究概况

对固体燃料超燃冲压发动机的应用背景、潜在优势,以及国内外研究现状和进展做了详细阐述。从固体燃料超燃冲压发动机工作原理、固体燃料类型、数值模拟以及实验研究等方面出发,论述了固体燃料超燃发动机研究的进展和难点,并对固体燃料超燃冲压发动机未来研究趋势进行了展望。研究认为:固体燃料在超声速流动下的热量分布与表面火焰传播等方面还需要深入研究,需建立不同固体燃料的受热行为模型;应用大涡模拟方法分析微尺度下流场结构并耦合固体燃料传热传质过程的可行性需进一步确认;考虑飞行参数,进气道与隔离段性能的发动机整体数值模拟工作需要进一步加强。

双燃料超燃冲压发动机方案性能初步分析

提出了双燃料超燃冲压发动机方案,以航程为高超声速巡航飞行器性能目标,建立了双燃料超燃冲压发动机的性能分析模型,得到了超燃冲压发动机燃料类型的选择准则。选择液氢和碳氢作为候选燃料,分析了不同性质的碳氢燃料对超燃冲压发动机的燃料类型选择的影响,结果表明双燃料超燃冲压发动机的优化工作范围远大于单燃料超燃冲压发动机的优化工作范围,适当选择双燃料超燃冲压发动机方案能够提高高超声速巡航飞行器性能。计算了获取相同航程时,双燃料与单燃料超燃冲压发动机所需的储箱容积。结果表明,双燃料冲压发动机具有明显的降低所需储箱容积的潜力。

氢燃料双模态冲压模型发动机M6的试验研究

笔者研究了一个有突扩台阶的氢燃料高超声速冲压发动机模型的气体动力学特性和推力特性。氢气从位于燃烧室突扩台阶后的支板逆来流喷注,测量了氢气燃烧状态下模型发动机壁面的压力分布和推力收益数据。实验结果表明,在氢气的当量油气比为0.35～0.8的范围,在本模型流道构型条件下,氢气自燃,并随当量油气比的增加,燃烧室内压力增加,获得的推力收益增大,最大推力收益达到500N。实验在CARDC的脉冲燃烧风洞中进行,实验马赫数为6,总温1850K,总压5.5MPa。

固体燃料超燃冲压发动机燃烧室流场准一维计算方法研究

将固体燃料燃面退移速率模型耦合到准一维流动方程中,在计算固体燃料超燃冲压发动机燃烧室流场参数的同时,计算燃烧室的燃面退移速率。由前一时刻的燃烧室内径加上当地的燃面推移速率,得出下一时刻的燃烧室内径;然后,求解每一时刻的边界条件,进而将非定常流动问题分解为每一时刻的定常流动,计算燃烧室的相关参数随时间的变化情况。为固体燃料超燃冲压发动机燃烧室的性能分析和优化设计提供了一个快速灵活的研究方法。