斜爆轰的多波结构及其稳定性研究进展

斜爆轰是气相爆轰物理的一个重要研究方向,在航空航天新型动力领域有重要的潜在应用价值.作为激波诱导的高速燃烧, 斜爆轰波可以简化为包含能量添加的间断面.然而, 斜爆轰流动中往往涉及激波、湍流等多种的流体力学现象,它们和燃烧放热耦合在一起, 导致流动和燃烧机理非常复杂. 一方面,斜爆轰波具有的多尺度和非线性的特征, 理论研究难以深入; 另一方面,爆轰波流场高温、高压、高速的特点, 又给实验研究带来了很大的困难.过去20年, 主要借助数值方法,研究者对斜爆轰波开展了系统的模拟和分析,在诸多方面取得了明显的进展.本文首先介绍了理想情况下的起爆区波系结构和波面稳定性研究进展;其次着眼于推进系统的问题,关注了非均匀来流效应以及斜爆轰波与稀疏波的作用;最后对未来的研究工作提出一些建议.      

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.     

驻定在高速弹丸上的斜爆轰波

给出了锥形弹丸以 16 0 0～ 2 10 0m/s的速度射入预混的氢 空气混合介质中形成驻定斜爆轰波的试验结果 ,并讨论锥顶角、飞行体速度以及可燃介质当量比等因素对形成驻定斜爆轰波的影响。     

一维与二维爆轰传播的时空关联特性数值研究

一维爆轰传播的理论完备、计算准确, 二维斜爆轰传播由于壁面与黏性效应, 大尺度、高精度预测还有一定难度. 利用Euler方程和H₂-Air基元反应模型, 对二维有限长楔面诱导的斜爆轰和活塞驱动一维非定常正爆轰进行计算比较研究, 从时空两个维度方面, 分析了两者在起爆过程、稀疏波传播、爆轰波面演化中的关联特性. 研究结果表明: 在过驱动度相同的条件下, 经过时空变换的活塞驱动一维爆轰传播与二维驻定斜爆轰在起爆区波系结构、波面演化特征和主要参数分布规律方面无论定性或者定量对比均符合较好, 所以, 一维非定常爆轰和二维驻定斜爆轰具有时空相关性. 两者的差异主要体现在过驱动斜爆轰受稀疏波影响过渡到近Chapman-Jouguet (C-J)爆轰状态所需的弛豫时间不同, 原因可能是起源于活塞和壁面稀疏波强度的差异. 本文提出的一维与二维爆轰传播的时空关联方法不仅有助于认知斜爆轰起爆、过驱爆轰产生、胞格爆轰演化的三阶段规律, 还可以对比揭示壁面、边界层和黏性效应的影响, 应用在斜爆轰发动机燃烧室设计中能够有效节约计算时间和成本, 并降低复杂度.      

超音速来流中爆轰波衍射和二次起爆过程研究

预爆管技术被广泛地应用在爆轰波发动机的起爆过程中，但是在超音速来流中基于预爆管技术起始爆轰波的研究并未被广泛地开展。基于此，本文中数值研究了横向超音速来流对半自由空间内爆轰波的衍射和自发二次起爆、及管道内的衍射和壁面反射二次起爆两种现象的影响。数值模拟的控制方程为二维欧拉方程，空间上使用五阶WENO格式进行数值离散，采用带有诱导步的两步链分支化学反应模型。所模拟的爆轰波具有规则的胞格结构，对应于用惰性气体高度稀释过的可爆混合物中形成的爆轰波。结果表明:在半自由空间内，在本文所模拟的几何尺寸下，爆轰波并未成功发生二次起爆现象，但是爆轰波的自持传播距离随着横向超音速来流强度的增强而增加。在核心的三角形流动区域外，波面诱导产生了更多的横波结构；在管道内，横向的超音速来流在逆流侧对出口气流产生了压缩作用，能有效提高波面压力，因此反射后的激波压力也比较高。在同样的几何尺寸下，爆轰波在静止和超音速(Ma=2.0)气流中分别出现了二次起爆失败和成功两种现象，这是由于在超音速来流中化学反应面的褶皱诱导产生了横波结构，横波与管壁以及其他横波之间的碰撞提高了前导激波的强度，并最终促进了爆轰波在超声速流主管道内的成功起始。     

不同角度分叉管道内氢气-空气爆轰传播特性

在3种角度分叉管道内开展化学计量比氢气-空气爆轰实验,采用自制的火焰传感器和烟迹法分别获得了爆轰波传播速度和胞格结构,探究了不同角度管道分叉对爆轰传播的影响。结果表明:氢气-空气爆轰在经过分叉三通时受分叉口稀疏波影响导致爆轰波衰减解耦,但随着入射激波与下游管道壁面碰撞,逐渐由规则反射向马赫反射转变,最终完成重起爆过程。其中,直通支管内爆轰衰减主要受支管入口面积的影响,随着分叉角度增大,入口面积减小,爆轰衰减程度和重起爆距离也随之减小;而分叉支管内,爆轰衰减受支管入口面积与入口渐扩程度共同影响,但随着分叉角度的增大,入口面积变为主要影响因素。不同角度分叉管内的实验结果均表明,初始压力升高能显著提高爆轰稳定性,从而削弱分叉几何结构的影响。     

两种不同气体中的高速爆燃波及其向爆轰的转变

对2C2H2 5O2及2C2H2 5O2 80%Ar两种可燃混合气体中的高速爆燃波及其向爆轰的转变过程进行实验研究.高速爆燃波由孔栅干涉爆轰波的方法直接生成,观测手段则以高速转鼓摄影获取孔栅近场流场x-t纹影图,以传感器追踪波面的后继发展.研究发现,两种气体中的爆燃波具有迥异的特性.前者燃烧波面在较低初压条件下为层流结构,而较高初压下为湍流结构,向爆轰转变点可以延伸至下游较长距离;后者在不同初压条件下燃烧波面无明显差异,爆轰的再次形成只能在孔栅下游近场内建立.两种气体中高速爆燃波的维持和爆轰转变过程均非纯粹激波压缩所致,湍流输运在其中起着必不可少的作用.分析显示,激波压缩效应对纯氧炔气体的高速爆燃和DDT贡献较小,湍流输运占主导地位;而氩气稀释气体较为稳定,缺乏自行衍生剧烈湍流燃烧的能力,因而激波压缩和外界扰动对其高速爆燃传播和爆轰转变起十分重要的作用.     

提高高马赫数超燃冲压发动机推力的理论方法

斜爆轰发动机和激波诱导燃烧冲压发动机在高马赫数吸气式发动机中具有重要应用前景,但是斜爆轰发动机是否具有足够大的净推力,还是一个未知的问题,因此需要对高马赫数冲压发动机的推进性能以及提高推力的方法进行理论研究.本文主要分为3部分.第1部分理论研究了超燃冲压发动机中的爆燃波和爆轰波的传播特性.保证发动机稳定燃烧是提高推力的...     

爆轰波透射孔栅形成的高速爆燃波的结构和行为

以实验为主,研究光滑直管中乙炔氧气爆轰波透射孔栅形成的高速爆燃波结构和行为。实验以基于纹影平台的高速转鼓摄影记录孔栅下游近场内初始爆燃波的结构和发展,并以压力传感器跟踪其后继走向。研究发现,高速爆燃波是前驱激波和火焰的组合结构,随着初始压力的提升,它分别表现为紧随于前驱激波的层流和湍流燃烧火焰。入射爆轰胞格尺度小于或与孔栅扰动尺度相当时,湍流燃烧在下游近场迅速形成;层流结构的爆燃波通常无法抵制背景稀疏波而走向衰弱,而湍流燃烧结构可发生加速和向爆轰的转捩;他们之间存在一个不稳定的临界状态,高速爆燃波得以以0.5~0.6倍CJ爆轰速度传播较长距离,这一状态对应于双间断Rankine-Hugoniot关系的等容燃烧解。     

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...     

可燃介质中飞行圆球诱导斜爆轰的流场结构

基于带化学反应的二维轴对称Euler方程,利用带有Superbee限制函数的波传播算法,对氢/氧/ 氮预混气中飞行圆球诱导斜爆轰进行了数值模拟。结果表明,在达姆科勒数Da略大于临界情形时,圆球诱导 的驻定爆轰是一个由强过驱斜爆轰、弱过驱斜爆轰、反应激波和惰性激波组合而成的复合结构。波后的圆球 绕流流场内存在2个亚音速区和1个超音速区。在圆球背风表面,还形成了第2道斜激波。     

高超声速稀薄流中横向喷流干扰特性实验研究

喷流干扰是高超声速飞行高精度控制的一种有效手段,研究者们以往大部分都主要集中于连续流条件下喷流干扰效应的机理研究,并给出了喷流干扰流场的典型结构,而稀薄流条件下喷流干扰特性的实验数据还十分匮乏.本文利用JFX爆轰激波风洞产生高超声速稀薄自由流,基于平板模型开展不同喷流压力和自由来流参数对横向喷流干扰特性影响的实验研究,采用高速纹影成像及图像处理技术,获得稀薄流条件下喷流干扰流场演化过程及流场结构的变化规律.相比于无喷流条件形成的流场,横向喷流与稀薄自由流相互作用形成的流场结构更为复杂,喷流压力由于受到稀薄来流的扰动,斜激波会短暂穿透喷流干扰流场并延伸至楔形体上部.喷流干扰流场内桶状激波的影响范围随着喷流压力的升高而逐渐变宽,位于三波点上游的斜激波空间位置不会随喷流压力的变化而改变,而位于三波点下游的弓形激波则向上游移动,当喷流压力过低时,桶状激波不会与其他两种激波交汇形成三波点.高超声速稀薄来流压力的降低同样会使桶状激波的影响范围变宽,弓形激波同样也会向上游移动,但基本不会对斜激波空间位置产生任何影响.     

Dynamics of oblique detonations in ram accelerators

Time-accurate numerical simulations are used to study the dynamic development of oblique detonations on accelerating projectiles in ram accelerators. These simulations show that the oblique detonation can be stabilized on the projectile. The high pressure generated behind the detonation can result in accelerations up to 10⁶G and propel the projectile to velocities higher than 4.0 km/s. The detonation structure on the projectile is sensitive to the projectile geometry. A small change in the projectile shape is sufficient to alter the overall detonation structure and significantly affect the pressure distribution on the projectile. In order to maximize the thrust, an appropriate projectile shape has to be chosen to generate the detonation structure just behind the widest part of the projectile body. The projectile acceleration also has strong effects on the flow field and the detonation structure. During the acceleration, the location of the oblique detonation moves upstream from one reflected shock to another. However, one the detonation is stabilized behind the upstream shock, it remains at the new location until the transition to the next upstream shock occurs. In the simulations, the Non-Inertial-Source (NIS) technique was used to accurately represent of the projectile acceleration. Also, the Virtual-Cell-Embedding (VCE) method was employed to efficiently treat the complex projectile geometry on cartesian grids.     

调控燃烧室燃料初始分布建立稳定旋转爆轰波的方法

旋转爆轰发动机具有比传统航空航天发动机更高的燃烧效率，近年来引起人们的关注。其中，点火启动过程尤为重要。为达到一次点火就能在燃烧室内建立稳定旋转爆轰波的目的，本文提出通过控制点火前燃料初始分布来建立稳定旋转爆轰波的方法，并基于纳维-斯托克斯方程与10组分27可逆反应基元化学反应模型的数值模拟验证了该方法的可行性。对旋转爆轰波传播特性的研究表明，燃料在发动机燃烧室中的分布是影响旋转爆轰波建立的关键。在燃料喷注压力较低时此影响尤为明显，它决定了爆轰波发展第一周期内波前燃料层厚度。而波前燃料层与波的稳定传播密切相关。基于该方法，本文对燃烧室初始流速为360 m/s，喷注总压0.4 MPa的旋转爆轰发动机实现了点火至稳定爆轰，得到的爆轰波传播平均速度为1 604 m/s，频率为5 347.6 Hz。此外，燃料初始填充率作为燃料初始分布的量化指标，文中给出了它建立稳定旋转爆轰时的临界范围。