激波加热超声速燃烧室直连式试验台喷管中的化学非平衡流动

为了开展飞行马赫数8和9的超燃冲压发动机直连式试验研究,将中国空气动力研究与发展中心的FD-14激波风洞改造成了激波加热超声速燃烧室直连式试验台。设计了两组喷管,喷管出口马赫数为3.5和4.5,分别用于模拟飞行马赫数8和9的超燃冲压发动机燃烧室入口气流条件。采用Park、Gupta、Dunn/Kang三种纯空气化学反应动力学模型,对马赫数3.5及马赫数4.5喷管中的化学非平衡流动进行了数值模拟研究,并对三种纯空气化学反应模型进行了比较分析。研究结果表明:在喷管收缩段,N2和O2的离解效应显著,而在喷管扩张段,N原子和O原子的复合效应更加显著;马赫数3.5及马赫数4.5喷管出口的NO摩尔分数分别为2.3%~2.57%和4.8%~6.0%,O原子摩尔分数分别为0.04%~0.11%和0.75%~1.25%,N原子摩尔分数几乎为零;在喷管扩张段,流动为典型的"冻结流";三种化学反应模型中,采用Gupta模型时O2和N2的离解程度最大,相应生成的NO及O原子含量更高,但是三个反应模型计算获得的各个组分在喷管内部及喷管出口截面的分布规律是一致的。

发动机燃烧室热防护系统电弧加热直连式试验技术

基于原有的电弧加热直连式试验燃烧室性能测试平台,阐述了结合燃油燃烧试验方法,发展了对主动和被动热防护冲压发动机燃烧室热防护性能进行长时间考核的新方法。根据主动冷却燃烧室的试验要求,改进燃油供给控制系统,使其在出口管路压力升高时能长时间稳定供给燃油;采用B型热电偶、隔热毡和高温合金钢卡环安装方法对燃烧室外壁面温度进行接触式测量,获取燃烧室的温度分布;采用轴向不限位的支撑和位移传感器测量燃烧室的轴向变形情况。通过以上3方面的测量技术创新,燃烧室热防护性能考核的电弧加热直连式试验技术能够对发动机燃烧室热防护性能进行千秒量级的考核,并且能够长时间获取燃烧室的燃油供给量、壁面温度分布和轴向变形等数据。

超燃冲压发动机直连式试验非均匀吹除装置研究

为了能在直连式试验平台上获得矩形截面超燃冲压发动机的真实隔离段入口来流,在风洞喷管和隔离段之间添加吹除装置,装置的上下壁面开缝并向缝中注入空气,使均匀来流变成非均匀来流。以模拟飞行马赫数6.0条件的隔离段入口流场为目标,使用商用软件Fluent对吹除装置进行数值模拟。研究吹除缝的位置、缝的宽度及吹除装置长度对吹除结果的影响,并确定合适的吹除装置几何尺寸。结果表明,该吹除装置能够模拟隔离段入口的非均匀来流,吹除装置出口截面的质量平均马赫数与自由射流条件下的偏差不超过0.02 (约0.8%),总压偏差不超过0.03MPa (约2.1%)。

地面试验中的超燃冲压发动机特性分析

直连式试验和自由射流试验是冲压发动机开展地面模拟试验验证过程中最为普遍的两类试验。通过对比两类试验对来流条件的实现情况,说明加热器工作参数和来流组分等模拟要素符合试验要求,在此基础上分析同款超燃冲压发动机的直连式和自由射流试验结果,并结合仿真分析结果开展论述。结果表明:针对相近试验工况,两类试验中进气道流动形态一致性较好;进发匹配工作特性方面,自由射流试验中的结尾激波位置普遍靠后,其安全工作裕度高于直连式试验;在直连式试验中,基于沿程静压测值方法得到的发动机比冲与自由射流试验台测得的发动机比冲接近。

煤油超音速燃烧的试验研究

在地面直连式试车台上,研究了煤油碳氢燃料超燃冲压发动机的点火燃烧性能。通过测量模型发动机壁面压力分布,比较了不同工况下的煤油点火燃烧性能。试验结果表明,在当量比为0.27～1.46的大范围内,煤油在超燃冲压模型发动机中能够成功点火,支板和凹腔对煤油在超声速气流中的点火及稳定燃烧有重要作用,少量氢气的喷入对煤油的点火燃烧有良好的促进作用。太厚的支板、过高的当量比、模型发动机第一级燃烧室加入燃料过多会使发动机壅塞,影响隔离段的正常工作,进而影响加热器喷管工作。

水燃比对水冲压发动机性能影响数值模拟与试验研究

为了研究水燃比对二次进水水冲压发动机比冲性能的影响规律,建立了发动机补燃室两相反应模型,对镁基水冲压发动机进行了数值模拟,获得了发动机比冲、喷管出口温度及出口速度随水燃比变化趋势,在此基础上进行了水冲压发动机地面直连式试验研究。结果表明,存在最佳水燃比使二次进水水冲压发动机比冲性能较优。

固体燃料冲压发动机旋流燃烧特性试验

为研究固体燃料冲压发动机旋流燃烧特性,进行了直流与旋流对比直连式试验。固体装药内径40mm,长180 mm,成分为HTPB中加入65%的金属粉末。试验发动机采用火炬式点火器点火,空气由燃烧补氧式空气加热器加热至690 K,热空气流量300 g/s。试验测量了压力、推力等参数,使用监控录像对发动机尾焰进行拍摄,通过测量试验前后装药质量差获得固体燃料平均燃速。旋流试验未将旋流器伸入燃烧室即实现了火焰稳定,且旋流燃烧比直流燃烧表现出更好的稳定性,平均燃速较直流提高近50%。旋流燃烧尾焰存在明显的径向扩张,表明尾焰仍有切向动量,损失了部分推力。

碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室控制试验

设计了超燃冲压发动机燃烧室控制回路,采用基于可调气蚀文氏管的燃料流量调节系统动态调节燃料流量,根据反馈的推力和隔离段压强等测量数据进行燃烧室推力增益控制和燃烧室-隔离段干扰控制,并在直连式超燃冲压发动机试验系统上进行了推力单水平控制试验和推力多水平/燃烧室-隔离段交互控制试验.试验表明:燃料流量调节系统工作稳定,文氏管按指令行程作动,流量调节过程清晰;测量推力随流量变化基本上同步变化;对目标推力增益和燃烧室-隔离段交互的控制有效,并为进一步深入研究超燃冲压发动机燃烧室控制问题奠定了基础.

超燃冲压发动机燃烧室构型优化的试验研究

在直连式超燃冲压发动机试验系统上,通过调节超燃冲压发动机燃烧室壁面扩张角和燃料喷注位置,对燃烧室构型优化进行了试验研究。为了提高试验效率,燃烧室形面调节采用正交试验设计方法进行组织,每个形面进行5种喷注位置的试验,每次试验通过文氏管调节3个当量比的燃料流量。利用试验数据构造燃烧室性能关于构型参数的响应面模型,可用于燃烧室构型优化。通过两次渐进优化获得了性能更优的燃烧室构型,并根据试验数据分析了各构型参数对燃烧室性能的影响,结果表明:优化构型燃烧室的推力增益比基准构型增大了10.4%;燃烧室性能受各构型参数的强烈耦合影响。

脉冲风洞发动机试验多油位多时序高精度燃料供应系统

针对脉冲风洞超燃冲压发动机试验要求燃料供应快速、稳定、精确的特点,设计了一套燃料供应系统,可多油位多时序高精度地实现试验模型燃料供应、模型点火器气源供应、气体节流气源供应等功能。该系统供应的燃料为乙烯、甲烷、氢气及其混合物。采用压力补偿装置,保持燃料稳定供应,实现燃料当量比精确控制。设计了由电磁阀和气动阀组合而成的快速供气阀门,阀门开启时间小于20ms,关闭时间小于30ms,实现燃料的安全、快速供应。对超燃发动机模型不同油位设计了专门的供油回路,通过电磁阀控制系统,实现多个油位不同时序的控制动作,时序控制精度达到1ms。给出了详细的系统设计回路,并对关键部件参数进行了计算。点火试验表明该系统可以为点火器提供稳定的空气和氢气,点火器正常时间超过500ms。在脉冲式直连式试验台上,进行了乙烯燃料超燃发动机试验,对该套供油系统进行了测试。试验监控了供油管道及模型壁面的压力分布,供油压力在试验时间内波动小于3%,发动机壁面压力显示燃烧性能良好。空气节流试验表明,该系统提供的时长为100ms、压力为4.7MPa的节流空气成功点燃了乙烯。

封闭空间中斜爆震驻定稳定性增强方法及其试验验证

采用斜爆震燃烧的高超声速冲压发动机是具有潜力的高马赫数吸气式推进技术方案。克服斜爆震的驻定稳定性问题对实现该技术方案至关重要。本文提出了一种封闭空间中的斜爆震驻定稳定性增强方法,并基于此方法开展了马赫数8.0近真实条件下的直连式试验验证。采用阵列喷管制造超声速预混气,通过关闭近壁单元中的燃料供应,在壁面附近制造了不可燃气体层,使斜爆震入射到壁面附近时衰减为惰性激波,从而削弱了斜爆震的马赫反射,防止了壅塞,增强了斜爆震的驻定稳定性,实现了近真实条件下长时间稳定驻定的斜爆震燃烧。

高超声速流动的气体吹除控制方法研究

为了在超燃冲压发动机直连式试验台上得到真实的非均匀试验气流,采用商业软件Fluent对高超声速流动的气体吹除控制进行了数值研究。在试验台喷管和发动机隔离段之间增加了吹除控制段,试验了4种吹除方案。常温空气从位于控制段顶部、侧部和底部的吹除口注入,吹除口包括长槽、短槽和圆孔等,吹除气体的流量为来流流量的8.3%~13.3%。以超燃冲压发动机自由射流计算结果为基准,比较分析了控制段出口截面马赫数分布。结果表明,"顶槽"方案能够得到较为理想的吹除效果,吹除参数优化后可为试验提供指导。

超燃冲压发动机燃烧室构型对燃烧室性能影响

在超燃冲压发动机直连式试验台上,通过调节超燃冲压发动机燃烧室壁面扩张角和燃料喷注位置,对燃烧室构型进行了试验优化,并定量分析了燃烧室构型对燃烧室性能的影响。采用正交试验设计方法组织燃烧室形面调节,每个形面进行5种喷注位置的试验,每次试验通过文氏管调节燃料流量实现3个当量比的燃烧室工况。利用试验数据构造了燃烧室性能关于构型参数的响应面模型,经两次渐进优化获得了最佳燃烧室构型,其推力增益比基准构型增大了10.4%;试验误差小于5.0%,且试验调节参数基本呈正态分布;参数影响分析表明燃烧室性能受各耦合因素的强烈影响,各因素影响的差异不显著,且较小的第1级、第2级扩张角和较大的第3级、第4级燃烧室扩张角以及适当集中靠前喷油、适当提高当量比有利于获得更高的燃烧室性能。

空燃比对含硼固冲发动机补燃室燃烧影响

进行了缩比发动机直连式试验研究,在燃气发生器试验和冲压发动机试验中对尾焰进行喷水收集残渣,研究了空燃比对含硼推进剂固体火箭冲压发动机性能的影响,并将试验结果与数值模拟结果进行对比。结果表明,研究的含硼推进剂配方具有良好的低压点火特性,并具有较高的喷射效率;冲压发动机尾焰中硼燃烧产物的直径都在5μm以下;当空燃比很高时,发动机虽能正常工作,但燃烧效率和喷管效率都很低。

一次进水角度对水冲压发动机比冲性能影响研究

为了研究一次进水角度对二次进水水冲压发动机比冲性能的影响规律,建立了发动机补燃室两相流反应模型,对镁基水冲压发动机补燃室流场进行了数值模拟,获得了发动机喷管出口温度、出口压力、出口气流速度及发动机比冲随一次进水角度的增大先升高后降低的变化趋势,在此基础上进行了水冲压发动机地面直连式试验研究。结果表明,一次进水角度在40°左右时,二次进水水冲压发动机比冲性能较优。

进气道位置对含硼推进剂固体火箭冲压发动机性能的影响

为了提高含硼推进剂固体火箭冲压发动机内硼颗粒的燃烧效率,采用颗粒轨道模型进行了补燃室两相流的数值模拟,其中硼颗粒的点火和燃烧模型采用的是King模型,建立了发动机补然室内简单反应流模型,并在该模型下研究了进气道的位置对非壅塞固体火箭冲压发动机燃烧效率的影响,在此基础上进行直连式试验研究。结果表明:随着前后进气道之间轴向距离增加,燃烧效率先增加后减小,并且试验重复性比较好;前进气道后置长度增加,燃烧效率减小。

后置燃气发生器的新型固冲发动机工作过程数值模拟

进行了后置燃气发生器的新型固体火箭冲压发动机直连式试验,并对实验演示用发动机补燃室三维内流场进行了数值模拟,将试验结果与数值模拟结果进行对比,验证了数值模拟的准确性。采用单因素比较分析的方法,研究了一次燃气喷射方式与补燃室长度对固冲发动机性能的影响。结果表明,一次燃气喷射角度为150°时的燃烧效率比60°时高14%,补燃室燃烧效率在一次燃气喷射角度为180°时达到最大值;8喷口的燃烧效率高于4喷口;补燃室长度增加,燃烧效率增大,补燃室长度为149 mm时的燃烧效率比99 mm仅高5%。

固体火箭冲压发动机补燃室梯度热防护体系研究

为了解决固体火箭冲压发动机补燃室长时间热防护问题,展开了补燃室梯度热防护系统研究,建立了梯度隔热的热防护方案,计算了各项热流密度。计算考虑以下传热过程:燃气通过辐射、对流的方式将热量传给硬质层,硬质层通过热传导的形式传给柔性梯度隔热层、壳体,最后以自由对流和辐射换热的方式将热量传递给周围空气和环境。分析了各隔热层厚度分配对于壁面温度的影响,设计了梯度隔热燃烧室,并进行了直连式试验,测试结果满足发动机总体要求。试验和计算结果证明梯度隔热方案满足热防护要求。

冲压发动机地面实验技术研究

冲压发动机的研制工作离不开试验技术,尽管CFD技术目前发展成熟,但其仍然不能完全模拟真实的燃烧特性。相比于代价高昂的飞行试验,地面试验设备投资小且实验方便,是目前主流的实验方案选择之一。直连式实验系统设备投资小、能耗低及实验方便,虽不能真实模拟进气道在导弹飞行时外压段波系结构等特性,但利用壅塞原理可用于模拟进气道喉道后的流场情况,文章基于LabVIEW平台“JKI-状态机”框架编写某直连式实验台测试系统所用的测试软件,并进行进气模拟实验,通过与仿真结果及理论计算对比,研究冲压发动机地面实验技术,验证测试软件的准确性。

新型推进系统试验设备

现代飞行器正朝着高空、高速、经济、环保等方向发展,对新型航空动力的需求也与日俱增。作为新型动力装置研制工作的重要保障,试验台的建设也应受到高度关注。目前,新型推进系统发展主要有两个方向:一种是满足更高更快的飞行要求,如超燃冲压发动机和连续旋转爆震发动机;另一种是在现有飞行条件下,让飞行器有更好的适用性、安全性、经济性,以满足更加多元化的应用场景,如混合动力电推进系统。为支撑这些新型动力系统的研发,各国科研机构正开展相应的试验测试设备的建设。