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。

英澳日研制超声速冲压喷气发动机

英国国防部下属的一家民营公司——奎奈蒂克（Oinetiq）公司和澳大利亚昆士兰大学以及日本宇航研究开发机构（JAXA）正在联合研制一种称为”超高速发射”（HyShot）的超声速冲压式喷气发动机。该项计划实际上是一项国际太空合作项目，目的是为发射通信卫星等较小型太空载荷研制一种低成本的推进器．但同时也可用于民用飞机，从而将传统喷气发动机的飞机速度提高10倍，

氢燃料双模态冲压发动机火焰结构及其稳定机制的LES研究

为深入理解双模态冲压发动机内流场结构和燃烧特性,本文采用精细的有限速率化学反应模型,对凹腔内氢气直喷式超声速燃烧室火焰进行了大涡模拟研究。发动机隔离段入口马赫数为2.0,滞止温度和压力分别为950 K和0.82 MPa。定性和定量的验证分析表明,计算结果良好符合试验所反映的物理规律,再现了两种典型的工作模态及其稳焰模式。当量比为0.1时,发动机处于超燃模态,为凹腔剪切层稳焰模式;当量比为0.3时,发动机处于亚燃模态,为凹腔辅助射流尾迹稳焰模式,分离涡的大尺度脉动及凹腔回流区的缺失致使火焰剧烈振荡。同时采用改进的火焰因子和过滤函数详细分析了局部火焰特征和流动模式,观察到了不同规律的局部熄火现象,并且剧烈的流动振荡对于局部火焰结构的稳定性有着不利影响。

基于能量法的超声速飞航导弹／冲压发动机一体化研究

参考飞机/发动机一体化设计的思路,建立了基于能量法的超声速飞航导弹/冲压发动机一体化设计的约束分析和任务分析模型。简述了超声速飞航导弹任务剖面、约束条件的给定、导弹的质量组成以及冲压发动机安装模型。利用高超声速飞行器的升阻特性,对超声速飞航导弹的升阻特性进行了预测。分析了冲压发动机性能、导弹升阻比对导弹发射总重的影响。约束分析和任务分析的计算结果表明,所建立的一体化约束分析与任务分析模型是合理可行的。

超声速冲压发动机隔离段内流场分析

隔离段入口来流马赫数影响着激波串的位置、结构和隔离段的性能。采用数值方法对不同来流马赫数情况下的二维隔离段内流场特征进行数值模拟,分析了隔离段的上游后"推"模式和马赫数对隔离段激波串的影响。结果表明:马赫数对隔离段内激波串有后"推"模式,并根据激波串位置不同,提出了"最小工作马赫数"的概念和配合燃烧室工作模态的界定方法。

超声速进气道与火箭冲压发动机性能匹配研究

综合给出了二维超声速进气道内特性,并将其与整体固体火箭冲压发动机性能匹配计算相结合,建立了整体固体火箭冲压发动机特性计算一维模型与方法。选择进气道不同状态作为设计点,根据飞行速度/高度计算出了发动机非设计点性能和相应的进气道与发动机在非设计状态下的匹配点轨迹及性能。结果表明,超声速进气道设计点选取至关重要,它不仅影响整体固体冲压发动机性能,而且严重影响超声速进气道稳定工作范围。

GE航宇公司成功测试新型高超声速双模冲压喷气发动机

GE航宇公司7月10日宣布,成功测试了新型高超声速双模冲压喷气发动机。这一成果可使众多多任务飞机实现高速飞行和更远的航程,是高超声速项目多样化组合的最新里程碑。2024年3月(距离设计工作启动仅过去11个月的时间),双模冲压喷气发动机已开始在俄亥俄州埃文代尔的洁净空气、连续流高速推进试验设施中进行测试。

超声速进气道及冲压发动机动态特性分析

基于小偏差线性化思想,利用超声速进气道动力学模型计算得到,进气道激波位置和波后压力的响应幅值随频率增大整体趋于减小,但在各阶纵向谐振频率上存在谐振峰。并进一步考虑了燃烧室加质燃烧,分析了冲压发动机气路动态特性,推导出适用于冲压发动机的集中燃烧模型,研究表明在燃油喷注流量的扰动下,冲压发动机幅频响应谐振峰显著。

冲压发动机超声速进气道研究进展

超声速进气道是冲压发动机的关键部件之一。简要介绍了冲压发动机常用的典型进气道。重点叙述了进气道的最新研究成果,主要包括等溢流角弯曲前缘侧壁压缩进气道设计概念、支板引射压缩进气道、双模态超燃冲压发动机变几何进气道、全外压缩式超声速"参数进气道"、固定型面方转椭圆形超声速进气道(REST)等的设计概念与方案。最后概括了先进进气道的发展趋势。

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。

高马赫数超燃冲压发动机技术研究进展

吸气式高超声速飞行在空间运输和国家空天安全领域具有极高价值,超燃冲压发动机是其核心动力装置.目前飞行马赫数4.0~7.0超燃冲压发动机技术日趋成熟,发展更高速的飞行动力技术成为今后临近空间竞争焦点之一.本文对飞行马赫数8.0~10.0的高马赫数超燃冲压发动机技术进行了分析和综述.首先论述其亟待解决的关键问题和技术,分别包括高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混与燃烧强化技术、高超声速燃烧与进气压缩的匹配及工作模态、高焓低雷诺数边界层流动及其控制方法、高焓低密度流动/燃烧的热防护技术,以及高马赫数发动机的地面试验风洞技术.然后,进一步介绍了国内外高焓激波风洞与驱动技术以及国内外典型的地面和飞行试验进展.进而针对推进和热防护的总体性能评估、高马赫数发动机内凸显的高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混和燃烧强化技术综述了相关研究进展及结论,讨论了高马赫数超燃冲压发动机的可行性以及各关键技术的特点.最后进行了总结并对后续研究提出了几点建议.

超燃冲压发动机:高超声速气动推进的选择

高超声速吸气式动力系统在通往实际应用道路上遇到了很多困难。采用气动原理对超声速混合及燃烧过程的某些性质进行了分析,并应用瑞典学术界20世纪七八十年代进行的超燃冲压发动机研究的数据,根据风洞试验对超声速混合问题进行了评估。最后对超燃冲压发动机的燃烧和空气掺混问题提出了一些改进建议。

超燃冲压模型发动机实验设备与实验技术

超燃冲压发动机是高超声速飞行器的先进的动力系统,在基础研究和工程应用方面都具有重大意义.其实验设备的建设与实验技术的积累是一个国家在航空航天领域综合实力的体现.本文综述了国外超燃冲压发动机地面实验设备的发展情况,介绍了我国用于超燃冲压模型发动机实验的高超声速推进实验装置及其关键组成部分的设计思想、研制方法和调试结果.马赫数5.8,总压5MPa,总温2000K,总流量4.5 kg/s的设备运行参数为超燃冲压模型发动机的研究提供了必要的实验条件.

超燃冲压发动机燃烧室内的超声速纵涡流效应

实验研究了过去在非燃烧条件下研究的相互逆转的纵涡流。探讨了在向纵涡流内喷射燃料进行燃烧时纵涡流的形成过程以及促进混合 /燃烧的效果。介绍了实验装置。

超燃冲压发动机燃烧室设计计算方法的研究

为寻找一种适当的计算超燃冲压发动机燃烧室性能的方法并评估现有模型的优劣 ,提出一维化学动力学模型 ,且通过几个算例验证了该模型的可靠性 .为研究设计过程中的性能计算方法的适用性 ,针对一具体的燃烧室 ,采用目前通用的性能计算方法 ,即冲量分析法、一维化学动力学及二维化学动力学方法 ,计算得到燃烧室内各气动参数的分布曲线 ,并得到上述方法在超燃冲压发动机燃烧室设计过程中性能计算适用性的初步结论 .计算结果表明 :一维化学动力学方法与冲量分析法都能够考虑到摩擦、通道面积变化以及燃烧释热的影响因素 ,具有较好的适应性 .对于冲量分析法 ,在考虑燃烧时 ,还需设定放热规律 ;而一维化学动力学方法则可以利用化学反应模型 ,会自动计算释热规律 ,具有更大的独立性 .和前两种模型相对比 ,二维化学动力学方法可以更细致地捕捉到流场中的一些细节 ,但此种模型需要较长的运算时间 .对比这几个模型 ,各具有不同特点 ,在超燃冲压发动机的设计与性能计算过程中 ,需综合考虑上述区别 。

超燃冲压发动机燃烧效率测量方法简介

在进行超燃冲压发动机燃烧室性能评估时,燃烧效率是一个非常重要的指标。然而由于燃烧室内高温、高速等复杂条件的影响,很难对燃烧效率进行直接的确定。对常见的气体采样法、红外线法、体积热量法、推力测量法和冲量函数法等基于试验测量的超燃冲压发动机燃烧效率确定方法进行了详细介绍,并对各自的特点进行了对比分析,供进行燃烧效率测量试验参考。

超燃冲压发动机燃烧模态转换试验研究

在模拟飞行高度为25 km、来流马赫数为6的情况下,采用试验研究的方法对超燃冲压发动机燃烧模态转换进行了直连式试验。根据燃烧室壁面压力分布和一维模型分析表明。燃料喷射位置和当量比的动态改变.实现了燃烧室内燃烧模态的动态转换。不同燃料喷射位置切换顺序比较表明,燃烧室内燃烧状态的改变受燃料分布所决定,但是燃烧室自身具有一定的抗波动能力。

双模态超燃冲压发动机研究进展

通过对各种发动机性能的对比分析 ,认为双模态超燃冲压发动机非常适合作为高超声速飞行器的动力推进装置。

MHD能量旁路超燃冲压发动机可行性分析

使用准一维模型对磁流体能量旁路超燃冲压发动机MPCE(Magneto-Plasma-Chem ical Engine)进行了性能计算.考察了理想和非理想的超燃冲压发动机应用磁流体MHD(magnetohydrodynam ics)能量旁路的效果,对于理想的超燃冲压发动机应用MHD反而会使发动机的性能降低;对于非理想的超燃冲压发动机,MHD的作用使发动机的比冲增加.考虑发动机工作的工程限制条件对超燃冲压发动机和MPCE的性能进行了比较,结果表明应用MHD可以扩大超燃冲压发动机的工作范围,在非设计马赫数下提高发动机的性能.计算了负载系数、通道压力系数等重要的设计参数对MPCE性能的影响,结果显示优化参数设置可以使发动机比冲增加,但是同时又会受到工程条件的限制.