火箭冲压组合发动机燃烧的若干基础问题研究

火箭冲压组合发动机包含多个工作模态,不同模态灵活组合的优势使其具有宽速域和广空域的工作特点,兼具加速和巡航的优点。火箭冲压组合发动机燃烧室中存在着亚声速、跨声速和超声速共存的流动结构,具有流动速度高、混合时间短、反应强度大、燃烧空间受限和波系结构复杂等特点。围绕火箭射流的强剪切性、燃烧模式的多样性和燃烧过程的动态性,分析了火箭冲压组合发动机的流动与燃烧特征,总结了面向发动机的高速湍流燃烧研究进展,研究了火箭冲压组合发动机中超声速反应混合层的生长特性、燃烧模式与空间释热分布和动态燃烧特性等问题。通过对碳氢燃料详细化学动力学机理的简化、校验,获得了分别适合于工程计算和细致燃烧机理研究的总包反应与框架机理。从火箭射流主导的反应混合层生长模型,宽范围、变来流工作中流动燃烧过程的不确定性和碳氢燃料动力学的简化与加速算法研究出发,提出了火箭冲压组合发动机基础研究中需要突破的问题,为认识发动机中多尺度燃烧机理、优化多模态燃烧组织提供参考。

涡轮-冲压组合发动机模态过渡段性能模拟和概念探讨

The paper focuses on the turbo ramjet engine, which is a kind of airbreathing engine.It is expected to apply for hypersonic transport propulsion system. In the process fromturbo mode to ramjet mode, the turbo ramjet composed engine operates through the way ofcombined cycle. In this paper the combined cycle performance was simulated for two layouts.The results show that the laws are feasible.

高超声速组合发动机预冷器抗结霜涂层技术研究

为了研究高超声速组合发动机预冷器表面的结霜问题,开展了超低温冷却表面涂层技术及其抗结霜性能的研究。研究了不同温度下,不凝性气体混入、高速气流剪切对结霜过程的影响。结果表明:在-20℃,Zn O超疏水表面,可以延迟表面霜晶的形成长达7min,结霜量减少了一半。与单独加风速和单独加入甲醇的外加环境相比,外加流动剪切和甲醇的组合最能够抑制表面结霜,超疏水表面可在10min内不发生水珠的冻结。在-150℃,超疏水表面霜晶的形核率低,仍具有一定抑制结霜的效果。

并联式涡轮冲压组合发动机安装性能数值模拟

为了研究涡轮基组合循环发动机的安装性能,基于美国Georgia大学工程技术研究中心提出的HSF高速飞行器,选择并联式涡扇-冲压组合发动机方案作为研究对象。采用数值模拟方法,研究了并联式涡扇-冲压组合发动机的工作模式转换点的确定方法,以及模式转换过程中气动参数变化和几何调节规律,建立了适用于并联式涡轮基组合发动机的进排气系统安装损失计算模型及安装性能计算模型。研究表明,通过几何和发动机供油规律调节,可保证在推力连续的准则下完成工作模式转换,发动机的安装性能满足飞行器的要求。

涡轮冲压组合发动机模态转换多变量控制研究

为解决串联式涡轮冲压组合发动机在涡轮模态与冲压模态转换过程中的推力及流量连续控制问题,在基于EKF的在线发动机实时模型基础上,提出了基于推力控制的串联式涡轮冲压组合发动机控制规律。通过发动机内推力、总空气流量、风扇空气流量、风扇喘振裕度等多参数的闭环控制,实现涡轮冲压组合发动机的稳定模态转换。仿真分析表明,模态转换过程中推力稳态控制误差不超过2.1%,流量稳态控制误差不超过3%,模态转换过程中推力瞬态波动不超过9%,空气流量瞬态波动不超过7.6%。

一种固冲组合发动机进气道通气减阻方案的特性研究

提出了一种适用于整体式固体火箭冲压发动机的进气道通气减阻方案 ,并以矩形截面通气口高度、长度为变量进行了数值模拟实验 ,得到了其对阻力系数的影响规律。还给出了最佳通气方案的阻力系数随马赫数的变化规律 ,并与原始模型、进气口加堵盖方案进行了比较。最后结合一种具有常规气动布局的飞行器外形设计了模型 ,并对其进行了数值模拟研究和吹风实验 。

基于流量连续准则的小型涡轮冲压组合发动机模态转换过程分析

文章基于某小型涡喷发动机,开展了小型涡轮冲压组合发动机性能计算与匹配性分析。给出了涡轮冲压组合发动机详细的性能计算流程、设计点参数确定准则和涡轮冲压组合发动机模态转换过程参数计算方法。根据涡喷发动机压气机进口、涡轮出口的总静压参数沿飞行轨迹的变化规律,确定了涡轮模态向冲压模态转换的合理区间。根据冲压发动机燃烧室进口参数和静压平衡等约束条件,确定了小型涡轮冲压组合发动机关键截面几何参数。分析了不同的流量调节阀开度对模态转换过程参数变化规律的影响。按照模态转换过程保持流量连续的准则,确定了模态转换过程流量调节阀开度随马赫数的变化规律。最后给出了沿飞行轨迹的涡轮冲压组合发动机推力、比冲和喷管喉道面积的变化。

某组合发动机进气道抽吸作用分析

对某组合发动机进气道设计马赫数下的三维流场进行了数值模拟。研究了不同位置抽吸对进气道流场及性能的影响,研究结果表明,外压部分抽吸能在较小的抽吸流量下有效改善进气道的起动性能和气动性能,而又不改变进气道的内通道特性;内通道抽吸均化了喉道出口流场,提高了总压恢复系数,但减弱了压缩程度,造成压比、温升比较大幅度地下降,喉道出口马赫数增加,且抽吸流量越大,压比、温升比的降幅和喉道出口马赫数的升幅越大。

组合发动机混合动力电动汽车燃油经济性的分析

提出了组合发动机概念,将其应用于混合动力电动汽车中。通过组合发动机汽车与传统发动机汽车、组合发动机混合动力电动汽车与常规发动机混合动力电动汽车在不同运行工况下的经济性模拟,得出组合发动机汽车的燃油经济性最大提高7%,组合发动机混合动力电动汽车的燃油经济性最大提高8%,可以实现轻度混合,从而降低成本。对组合发动机混合动力电动汽车在不同电池组初始能量状态和不同发动机功率比的条件下进行经济性模拟,得出采用等功率比设计组合发动机更理想的结论。最后提出了评价经济性的感度概念,通过混合动力电动汽车的感度分析得出电机的感度最大,组合发动机混合动力电动汽车的电机和电池组的感度比常规发动机混合动力电动汽车下降,减少了对电机和电池组的依赖性。

组合发动机研究中若干问题探讨

组合发动机是高超声速飞机、临近空间高超声速飞行器、水平起降两级入轨航天运输系统之一级等高超声速飞行器研发必须研究的动力装置,是当前航空航天届非常关注的热点技术。组合发动机正处于关键技术集成阶段,发动机内流道的气动特性、多模态燃烧、系统结构匹配及可靠性等关键技术研究涉及的研究手段尚不完善。组合发动机后续研究要解决大尺度发动机流道匹配、大尺度燃烧室、力学环境试验、模拟试验设备等问题,需在研究思路、关键技术攻关途径方面持续创新。

变循环涡扇冲压组合发动机发展现状及关键技术分析

总结了国内外变循环涡扇冲压组合发动机的发展现状,对比分析了有/无能量传递构型的变循环涡扇冲压组合发动机的工作原理及优缺点。提炼了变循环涡扇冲压组合发动机的关键技术,包括总体性能仿真技术、高速宽工况风扇设计技术、加力/冲压燃烧室设计技术、热管理系统设计技术以及模态转换设计技术。基于国内需求和相关技术研究现状,给出了变循环涡扇冲压组合发动机后续重点研究方向的建议,包括发动机总体性能设计与仿真工具、发动机多设计点多学科耦合设计方法、发动机热管理系统设计与仿真建模以及关键部件的设计与试验。

基于飞/发一体化的涡轮冲压组合发动机概念方案设计

建立了飞/发一体化约束分析与任务分析模型,形成了由飞行器指标参数到发动机推力需求的概念设计方法。基于某超声速飞行器的设计指标,开展了飞/发一体化分析,确定了满足任务约束的飞行器总重和发动机推力需求,初步确定了发动机的技术方案,并基于飞/发一体化分析方法,对飞行器的任务轨迹、组合发动机模态转换马赫数和超级燃烧室尺寸进行了优化,可为后续组合发动机总体方案设计提供明确牵引。

组合发动机空气预冷换热器动态特性的数值分析

基于守恒原理，导出叉流管－管型换热器非稳态传热过程的数学模型及相应的离散方程。利用隐式格式，求得组合发动机空气预冷换热器随时间而变的出口及壁面温度。指出此类动态计算若采用显式格式是极其费时的。对比解析解及显式方法的计算结果，表明隐式方法的解是有效可信的。所编计算机程序可用于发动机系统调式。

涡轮活塞组合发动机循环分析

为适应大功率特种车辆的需求,提出一种"涡轮活塞组合发动机",由一台增压中冷柴油机和一台燃气轮机组合而成,具有柴油机单独工作、燃气轮机单独工作和柴燃联合工作3种模式,可根据车辆工况需要采用相应的一种模式工作。这种发动机理应综合柴油机与燃气轮机的优点,具有较高的热效率和功率密度。介绍了该组合发动机的构成,分析其3种工作模式的理论循环,推导相应的热效率和比功的计算公式;在所设定热力循环参数下,计算该组合发动机3种工作模式下的理论循环热效率和比功;搭建涡轮活塞组合发动机GT-Power仿真模型,对选定的由功率相近的某一柴油机和某一燃气轮机组成的涡轮活塞组合发动机进行了额定工况仿真计算。计算结果表明:涡轮活塞组合发动机可以综合柴油机和燃气轮机的特点,是一种值得进一步研究的新型发动机。

多级组合发动机混合动力电动汽车燃油经济性的数值模拟

提出了多级组合发动机的概念,并将其作为混合动力电动汽车的动力。与常规混合动力电动汽车相比,在欧洲NEDC、美国HWFET和日本1015汽车循环中,最高燃油经济性分别提高8.09%、9.69%和3.5%。在不同的电池组初始充电状态和不同的多级组合发动机功率比的情况下,对其进行了燃油经济性和发动机平均效率的模拟。模拟结果表明:考虑结构设计的复杂性和经济性,与传统动力相比,以等功率比的双级组合发动机作为混合动力电动汽车动力更为合理,更具可行性。

涡轮冲压组合发动机加力/冲压燃烧室流动及燃烧模拟

为了解加力/冲压燃烧室内流场分布特性,利用0维串联式涡轮冲压组合发动机(TBCC)性能计算程序得到发动机主要截面参数结果。基于计算流体力学(CFD)模拟方法,进行了小型涡轮冲压组合发动机在关加力模态、开加力模态、模态转换和冲压模态下加力/冲压燃烧室内部流动及燃烧模拟,分析了单环和双环火焰稳定器对加力/冲压燃烧室长度等方面的影响,通过对比可知:在同等长度下含有双环火焰稳定器的燃烧室出口温度更高。

火箭/冲压组合发动机工作特性分析

为分析火箭/冲压组合发动机在不同工作模态下的工作特性,对其在没有二次补燃情况下的内流场进行了数值模拟和分析,结果表明:(1)在火箭引射模态,火箭发动机应尽可能工作在其设计状态;(2)为有利于掺混燃烧,在较低的高度、较高的速度下由引射模态转换到亚燃冲压模态可能比较好;(3)在亚燃冲压模态,火箭发动机以某种低工况工作对冲压发动机的点火和火焰稳定是极为有利的;(4)在纯火箭模态,进气道关闭与否对组合发动机的整体性能几乎没有影响;为了获得较高的性能,二次喷管应采用扩张通道。

涡扇-冲压组合发动机性能计算模型及性能分析研究

选择串联式涡扇-冲压组合发动机方案作为研究的对象,给出了涡扇发动机和冲压发动机主要设计参数,并根据设计任务的要求,确定涡扇-冲压组合发动机的工作模态方式。采用模块化的计算程序,数值计算研究了涡扇/冲压组合发动机沿飞行轨迹的性能以及其的速度/高度特性。计算结果表明:涡扇/冲压组合发动机的性能优化可通过降低涡扇发动机的转速来实现;涡扇/冲压组合发动机在从涡扇向涡扇/冲压模态转换时,发动机的推力会出现脉动。此时,可通过调节涡扇发动机高压压气机的相对转速来削弱组合发动机推力脉动的幅值。

水平起降Ma4高速飞机用涡轮冲压组合发动机研制关键技术难点解析及对策研究

水平起降Ma4高速飞机是目前研究的热点,涡轮冲压组合发动机是其可行动力形式之一,但历经50多年发展,Ma3.5以上涡轮冲压组合动力目前仍然停留在地面试验阶段,为了探明限制涡轮冲压组合发动机从技术研究转入工程研制的关键因素,本文设计了一个配装两台涡轮-亚燃冲压组合发动机、最高飞行速度为Ma4左右的水平起降高速飞机模型,设定了飞行任务剖面,计算出了整个飞行过程中飞机对发动机的推力需求,并对比现有航空发动机技术能力,分析出了阻碍涡轮冲压组合发动机向工程应用迈进的三大核心要素:飞机高空高速爬升阶段发动机存在一个巨大的"推力缺口",现有发动机推重比不够高导致飞机有效载荷和航程受到极大限制,发动机长时间高Ma数飞行导致可靠性和寿命低。据此针对性提出了技术研究措施建议。

涡轮-冲压组合发动机技术发展浅析

为了确定发展高超声速涡轮-冲压组合发动机的基本思路和分解关键技术,通过对涡轮-冲压组合发动机的基本概念和原理分析,以及国内外发展情况和应用前景等分析,提出了我国发展涡轮-冲压组合发动机的基本思路和需要解决的关键技术。