斜爆轰发动机的推力性能理论分析

爆轰燃烧具有释热快、循环热效率高的特点. 斜爆轰发动机利用斜爆轰波进行燃烧组织, 在高超声速吸气式推进系统中具有重要地位. 以往研究主要关注斜爆轰波的起爆、驻定以及波系结构等, 缺少从整体层面出发对斜爆轰发动机开展推力性能分析. 本文将斜爆轰发动机内的流动和燃烧过程分解成进气压缩、燃料掺混、燃烧释热和排气膨胀4个基本模块并分别进行理论求解, 建立了斜爆轰发动机推力性能的理论分析模型. 在斜爆轰波系研究成果的基础上, 选取了过驱动斜爆轰、Chapman?Jouguet斜爆轰、过驱动正爆轰和斜激波诱导等容燃烧等4种燃烧模式来描述燃烧室内的燃烧释热过程, 并对比分析了不同燃烧模式对发动机比冲性能的影响. 此外, 还获得了不同来流参数、燃烧室参数和进排气参数等对发动机推力的影响规律, 发现来流马赫数和尾喷管的膨胀面积比是发动机理论燃料比冲的主要影响因素. 最后, 结合以往关于受限空间内斜爆轰波驻定特性等方面的研究成果, 提出了斜爆轰发动机燃烧室的设计方向.      

圆球诱发斜爆轰波的数值研究

斜爆轰发动机是飞行器在高马赫数飞行条件下的一种新型发动机,具有结构简单、成本低和比冲高等优点.但是斜爆轰发动机的来流马赫数范围广,来流条件复杂,为实现斜爆轰波的迅速、可靠引发,采用钝头体来诱发.利用Euler方程和氢氧基元反应模型,对超声速氢气/空气混合气体中圆球诱导的斜爆轰流场进行了数值研究.不同于楔面诱发的斜爆轰波,球体首先会在驻点附近诱发正激波/爆轰波,然后在稀疏波作用下发展为斜激波/爆轰波.模拟结果显示,经过钝头体压缩的预混气体达到自燃温度后,会出现两种流场:当马赫数较低时,由于稀疏波的影响,燃烧熄灭,钝头体下游不会出现燃烧情况;而当马赫数较高时,燃烧阵面能传到下游.分析表明,当钝头体的尺度较小时,驻点附近的能量不足以诱发爆轰波,只会形成明显的燃烧带与激波非耦合结构;当钝头体的尺度较大时,流场中不会出现燃烧带与激波的非耦合现象,且这一特征与马赫数无关.通过调整球体直径,获得了激波和燃烧带部分耦合的燃烧流场结构,这一流场结构在楔面诱发的斜爆轰波中并不存在,说明稀疏波与爆轰波面的相互作用是决定圆球诱发斜爆轰波的关键.     

关于吸气式高超声速推进技术研究的思考

回顾了吸气式高超声速推进技术的研究进展, 分析了超燃冲压发动机研制面临的关键科学问题, 并从不同角度探讨了增大超燃冲压发动机推力的可能方法.这些方法包括: 能够降低总压损失的高超声速来流压缩方法、生成三维涡流的超声速混合增强技术、碳氢燃料的预热喷射、可以控制燃烧过程的燃烧室设计优化方法、通过减小发动机流道湿面积来降低摩擦阻力和催化复合解离的燃气降低高温气体效应.考虑到等压热力学循环的热效率,还建议研究在高超声速推进系统中应用热效率高的爆轰过程, 并探讨了爆轰推进方法研究的进展与问题.吸气式高超声速推进技术是高超声速飞行器发展的关键技术, 认真思考和探索其发展方向是非常必要的.      

关于超声速燃烧与高超动力

先进发动机是航空工业的核心技术,而吸气式高超声速发动机一直是宇航飞行技术研发的首位难题.发动机的性能依赖于其能量转换模式和燃烧组织方法,相关理论研究具有基础性和启发性意义.论文首先讨论了超声速燃烧,它一直是超燃冲压发动机技术的理论基础.然后综述了相关研究进展,提出了吸气式高超声速冲压推进技术的3个临界条件,或者称为临界...     

高速弹丸诱导斜爆轰激波结构实验研究

斜爆轰推进系统在高超声速推进领域具有广阔的应用前景,其释热迅速、比冲高、燃烧室结构简单的优点吸引研究人员的持续关注.然而,斜爆轰的地面试验同时涉及到高速试验环境模拟、燃料与氧化剂混合、高温燃烧流场结构测量等技术难点,当前国内外系统的试验研究仍然十分有限,难以支撑斜爆轰发动机的研制.为了研究自持传播的斜爆轰激波结构与波面流动特性,基于爆轰驱动二级轻气炮开展了高速弹丸诱导斜爆轰实验研究,使用直径30 mm球头圆柱形弹丸发射进入充满氢/氧可燃混合气体的实验舱中以起爆斜爆轰波,并采用两种阴影技术对实验流动结构进行测量.实验中在不同速度、不同充气压力下观察到三种弹丸诱导激波结构,即激波诱导燃烧、弹丸起爆爆轰波和相对弹丸驻定的斜爆轰波,实验舱充气压力下降则会造成爆轰横波尺度增加与波面流动失稳.实验中,斜爆轰激波角与理论分析结果吻合较好,弹丸气动不稳定带来较大的弹丸攻角会对激波角测量带来一定偏差.通过对斜爆轰波波面法向传播速度的测量发现,随着远离弹丸,斜爆轰传播速度由弹丸飞行速度衰减至接近实验气体CJ速度,弹丸速度的降低会加速斜爆轰波传播速度的衰减.     

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...     

飞行Ma12条件超燃发动机流场及燃烧特征分析

为提升针对高马赫数发动机的模拟能力,对计算方法进行了可压缩性修正,并针对飞行Ma12条件下超燃冲压发动机进行了多状态三维数值模拟,分析了发动机内波系、参数以及燃烧性能特征.研究结果表明:(1)修正后的方法计算所得激波位置及强度与试验值吻合,在激波串模拟、高马赫数发动机模拟上均展现了更优的能力.(2)发动机内形成激波与反...     

斜爆震燃烧与斜爆震发动机研究进展

发展更高性能的吸气式高超动力成为未来高超声速飞行器研制的重中之重。现有基于煤油燃料的超燃冲压发动机,主要以爆燃模式组织燃烧,在高来流马赫数(Ma≥8)条件下,将面临高来流总温带来的高温离解和化学非平衡效应所带来燃料的能量难以充分释放和利用的难题,相比之下,斜爆震组织燃烧更接近于等容燃烧,具有燃烧释热速率快、热循环效率高等优势,是一种可应用于高马赫数吸气式动力的理想燃烧模式。斜爆震发动机能够显著缩短燃烧室长度,减少释热面积,是高马赫数飞行器极具潜力的吸气式动力方案。其中,斜爆震发动机内流道各部件的匹配设计、燃料喷注-混合、斜爆震波的起爆与驻定等是斜爆震发动机研制的关键技术,是当前高超声速领域的研究热点。但由于其面临的高速、高总温总压的来流条件以及爆震波在流场中的强间断与高速传播特性等,现有试验与数值模拟研究手段难以开展精细的燃烧流动机制研究,进而限制了相关控制机理的揭示与高精度模型的建立,使得斜爆震发动机工程研制较为困难,当前研究仍存在许多值得探讨的地方,文章在综述的同时对下一步研究提出相关建议。     

双模态发动机的模态鉴别方法

双模态冲压发动机的不同燃烧模态具有不同的稳焰机制和流态特征,并且在模态转换时伴随着显著的推力变化. 因此,准确判断燃烧模态,对于捕捉发动机的燃烧区位置/范围、释热分布特征,以及为进一步优化燃烧室的设计(流道结构和供油布局) 具有重要意义. 目前尚无鉴别模态的有效试验方法,本文提出了一种模态鉴别的试验方法,并在超燃直连台上开展验证试验. 试验中使用的测量技术包括:壁面静压、高速阴影/纹影、多通道可调谐二极管吸收光谱和高能态碳氢自由基CH* 自发光成像. 利用多种测量方法的组合,可以同时获得燃烧室中气流静温、速度、马赫数分布,释热分布以及燃烧区位置/范围. 这些试验数据能够用于判别模态,并获得不同模态的流动和火焰特征.      

克服“高超声障''的途径”

在高超声速飞行条件下, 流入冲压发动机燃烧室并降至低速的空气温度, 随着飞行马赫数增 加升得愈来愈高. 燃料与高温空气混合燃烧释放的化学能将部分转化为解离能. 这些解离能 在长度受限的尾喷管中难以充分复合形成推力, 使冲压发动机性能随飞行马赫数增大而急剧 下降. 导致冲压发动机不适应高超声速飞行器的推进要求. 将此定名为``高超声障'. 半个 世纪以来, 广泛采用``超声速燃烧'降低流入燃烧室的空气温度来克服这种障碍. 虽已取得 不少进展, 然而关键性难点仍需继续攻克. 为了多途径促进吸气推进高超声速飞行的实现, 提出克服``高超声障'的另一种思路：保持现有冲压发动机吸气与燃烧方式, 通过催化促进 燃气解离组分在尾喷管膨胀过程中的复合, 增大冲压发动机的推力, 达到满足高超声速飞行 器的推进要求.     

用于推进的三种爆轰波的结构特征

爆轰发动机研究的关键技术之一是如何将其控制在燃烧室内.根据控制手段的不同,爆轰发动机可大致分为:驻定爆轰发动机、脉冲爆轰发动机和旋转爆轰发动机.存在于燃烧室的爆轰,在宏观和精细结构以及自持机理等方面皆不同于CJ(Chapman Jouget)理论为基础的经典爆轰.本文将对此类无害爆轰的特征结构进行分析、比较与评述,这对了解爆轰理论和研制爆轰发动机是有益的.      

氨燃料吸气式变循环发动机性能分析

针对飞行马赫数0 ~ 10的宽域飞行器对吸气式动力的需求, 提出了一种以氨为燃料和冷却剂的宽域吸气式变循环发动机, 其工作模态可有3种: 涡轮模态、预冷模态和冲压模态. 首先通过对该发动机各模态热力循环过程进行建模, 计算得到发动机比推力、比冲和总效率等性能参数, 初步验证其在马赫数0 ~ 10范围内工作的可行性; 然后, 选取甲烷和正癸烷为低温低密度和煤油类碳氢燃料的典型代表, 对比各模态下氨与碳氢燃料发动机的性能差异. 结果表明, 由于氨突出的当量总热沉和当量热值, 飞行马赫数3 ~ 5的预冷模态发动机性能各指标均优于碳氢燃料. 在涡轮模态和冲压模态下, 氨燃料发动机比冲较低, 但比推力和总效率优于碳氢燃料; 最后, 对比分析各类燃料马赫数0 ~ 10宽域工作特性, 发现氨预冷可以显著提升发动机比推力, 特别在高马赫数范围, 再生冷却通道内氨可发生裂解反应大量吸热并分解为氢气和氮气, 会进一步提升发动机比推力和比冲, 且不会堵塞冷却通道, 因此可胜任飞行马赫数0 ~ 10的宽范围飞行需求. 而煤油类碳氢燃料受限于比推力低和裂解结焦问题, 最高工作马赫数难以超过8. 本文提出的氨燃料吸气式变循环发动机, 当量冷却能力强且比推力高, 适合用于二级入轨飞行器的一级动力、高马赫数宽域吸气式飞行以及未来高超声速民航等场景.      

Experimental investigation of ram accelerator propulsion modes

Experimental investigations on the propulsive modes of the ram accelerator are reviewed in this paper. The ram accelerator is a ramjet-in-tube projectile accelerator whose principle of operation is similar to that of a supersonic air-breathing ramjet. The projectile resembles the centerbody of a ramjet and travels through a stationary tube filled with a premixed gaseous fuel and oxidizer mixture. The combustion process travels with the projectile, generating a pressure distribution which produces forward thrust on the projectile. Several modes of ram accelerator operation are possible which are distinguished by their operating velocity range and the manner in which the combustion process is initiated and stabilized. Propulsive cycles utilizing subsonic, thermally choked combustion theoretically allow projectiles to be accelerated to the Chapman-Jouguet(C-J) detonation speed of a gaseous propellant mixture. In the superdetonative velocity range, the projectile is accelerated while always traveling faster than the C-J speed, and in the transdetonative regime (85–115 % of C-J speed) the projectile makes a smooth transition from a subdetonative to a superdetonative propulsive mode. This paper examines operation in these three regimes of flow using methane and ethylene based propellant mixtures in a 16 m long, 38 mm bore ram accelerator using 45–90 g projectiles at velocities up to 2500 m/s.This article was processed using Springer-Verlag T_EX Shock Waves macro package 1990.     

基于动态分区概念的高超声速燃烧大涡模拟

本文基于动态分区概念开展了亿级网格的高马赫数全尺寸超燃冲压发动机内外流耦合一体化改进延迟分离涡(IDDES)模拟研究. 研究建立了包括动态分区火焰面湍流燃烧模型(DZFM)、分区自适应化学(Z-DAC)和分区并行自适应建表(Z-ISAT)的完整动态分区燃烧模拟框架, 并通过1.15亿网格的马赫数12 REST标准高超声速燃烧室模型初步验证了分区模拟框架的保真性. DZFM通过分区解耦的思想既准确表征了当地湍流化学交互作用关系, 又有效提升了整场湍流燃烧的计算效率. Z-DAC和Z-ISAT通过在分区框架内对化学反应机理进行动态实时简化和建表查询, 可进一步提升当前分区内化学反应的求解效率. 基于1.25和1.4亿网格动态分区框架对比分析了马赫数10条件下中心支板(strut)和壁面撑挡型(pylon)两类构型氢气高超声速燃烧室特性. 支板或撑挡结构均诱发了明显的边界层分离和头部回流区, 由此两种燃烧室均出现了较长区域的喷注点前部燃烧现象. 基于Borghi图的数值分析表明当前氢气高超声速燃烧室中广泛存在扩散控制为主的火焰面模式, 效率提升的瓶颈在于高效增混. 壁面撑挡燃烧室具有较高的穿透深度和近场混合效率, 因而燃烧效率高于净推力准则80%, 相应的比冲1234 s也远高于中心支板燃烧室的437 s. 分区自适应化学方法在将近一半的计算域上降低了反应求解计算代价, 特别是在无燃料区反应机理的简化幅度更加明显. 相比与传统的有限速率PaSR模型, DZFM模型实现了高达11倍的加速比.