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...     

尾缘吹气式稳定器近尾迹流动研究

本文在低速风洞中,利用在线式互相关ＰＩＶ系统,对尾缘吹气式火焰稳定器及Ｖ型火焰稳定器的近尾迹流动进行了测量,分析了瞬态场尾流结构,表明了可控横向射流与主流的相互作用形成可变回流区的特点及其与钝体回流区在流场结构上的不同,为揭示气动稳定器的稳焰机理及燃烧性能的进一步研究提供了重要的理论依据。     

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.