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题名不同飞行工况下双模态发动机流动及燃烧特性
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作者
何粲
肖保国
邢建文
易淼荣
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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
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2022年第4期20-29,共10页
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文摘
为研究煤油燃料矩形截面双模态超燃冲压发动机在不同飞行工况下的流动及燃烧特征,在通过直连式试验验证计算方法的准确性后,对6个不同马赫数及当量比工况进行了三维定常数值模拟,得出了发动机壁面压力、一维质量平均马赫数沿流向的分布规律,分析了各工况下流场中波系结构、释热变化率等特征。研究结果表明:不同工况下发动机明显工作于两类不同的燃烧模态。当发动机处于预燃激波串前传至注油位以前的亚燃模态时,凹槽段波系相对较弱;随着激波串的前移,隔离段中形成明显的分离旋涡结构将燃料卷至上游,部分燃烧在注油位之前已完成;在燃烧室内,分离主要发生于凹槽内部,燃烧释热集中于第一凹槽头部。当发动机处于激波串未前传的超燃模态时,凹槽段波系相对更强,流动参数波动更大,燃烧在注油位以后进行,燃烧室内分离旋涡在流向跨度大,形成从第一凹槽前缘至第二凹槽处的连续流动分离;分离旋涡有助于燃烧向下游传播,因此释热沿流向分布更均匀、更分散。在过渡段诱导流动分离,促使燃烧室内形成大流向跨度的分离旋涡可能有助于燃烧向下游传播,实现分布式释热,避免释热过于集中导致激波串前传。
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关键词
双模态发动机
释热变化率
分离旋涡
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Keywords
dual-mode scramjet
heat release rate
separation vortex
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分类号
V235.21
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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