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...     

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.     

固体火箭冲压发动机补燃室沉积数值模拟

考虑液态颗粒碰撞和聚合过程、液态颗粒和壁面碰撞过程,建立了固体火箭冲压发动机补燃室沉积数值计算模型,对模型发动机补燃室内颗粒之间碰撞、沉积的相互作用过程进行了数值模拟,得到了颗粒沿轴向和沿出口平面径向方向的分布情况,并计算得到了补燃室壁面不同段的沉积层厚度值。将计算结果与试验结果进行对比,最大误差为0.8mm,表明该计算模型具有较高的计算精度。     

超声速气流中雾化燃料喷射的三维数值研究

首次用双流体模型对雾化燃料在扩张形超燃室中沿九喷嘴顺流喷射的混合问题进行了数值研究。气相用迎风 TVD格式求解三维全 Navier- Stokes方程 ,液相用预估、校正 NND格式求解三维 Euler方程。相间相互作用的常微分方程用预估、校正Runge- Kutta法求解。用三维 Poisson方程生成网格。结果表明 :气相较液相的扩散效果好 ,小直径液滴的扩散效果好。相间速度滑移、改变气相喷射压力和喷射速度对液相扩散的贡献不大 ,但调整喷射角度会明显地增强液相的扩散、混合 ,本文结果未出现阻塞。     

激波风洞内超燃冲压发动机三面压缩进气道流场实验观测

主要进行了超燃冲压发动机三面压缩进气道的实验观测。利用来流马赫数4.5的直通式激波风洞,考察了三组具有不同压缩角度的进气道模型内部的流场情况。实验观测手段为油流法、丝线法和高速纹影,同时,辅以数值模拟以有助于流场细节分析。纹影照片展示了进气道内部以激波边界层相互作用为主要影响因素的流场复杂结构,数值模拟也显示了相近的结果。油流技术与丝线法显示了近壁面处的流动图像,照片中可见激波、分离线、再附线等分界线位置。根据实验结果,可以推测唇口激波与进气道内边界层的相互作用及其引起的壁面分离是影响进气道内流动的主要因素。同时,尝试了利用抽吸方法减弱激波与边界层相互作用诱发的壁面流动分离,并取得一定结果。     

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.      

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...     

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。     

高超声速吸气式发动机的研究进展与发展趋势

１前言 高超声速吸气式推进技术是发展新一代低成本、高性能天地往返运输系统的关键技术,具有强烈的航空航天和军事应用背景,因此它是当前国际上航空航天大国竞相投入巨资开展研究工作的重点之一,其核心是超燃冲压发动机．今年６月初美国 ＮＡＳＡ试飞的Ｘ－４３Ａ样机基本上可以代表目前国际上发展此项技术的最前沿．虽然由于搭载火箭的失败,没有获得有效的实验数据,但这次试飞说明大量的关键性技术问题已经解决,已由地面实验转移到飞行实验阶段． 我国在这方面的研究工作起步较晚,１９９９年才正式开始论证如何发展我国的高超声速…     

高超声速飞行器动力系统研究进展

简要介绍了高超声速飞行器动力系统的概况.第2部分介绍了超燃冲压发动机、爆震发动机和组合循环发动机等典型高超声速吸气式发动机的基本工作原理与系统组成,描述了各自的特点.第3部分阐述了高超声速飞行器动力系统存在的难点问题,并列出了在总体设计、进气道、燃烧室、尾喷管、热防护、轻质结构、燃油供应与控制等方面的关键技术.第4部分回顾了上述几种典型发动机的发展历程,比较全面地介绍了世界主要航空、航天大国在动力系统关键技术攻关与系统研制方面的主要研究计划和取得的主要进展,总结了经验教训, 指出了发展趋势.第5部分阐述了高超声速飞行器动力系统中的燃烧过程及其燃烧基本问题,介绍了主要研究进展.      

三维大钝头体简谐振动绕流的数值模拟

用数值模拟方法研究了大钝头体外形（双子星座飞船）在超声速下俯仰振动的绕流特性，数值模拟的出发方程为三维全Ｎ－Ｓ方程，格式为二阶迎风ＴＶＤ格式，研究结果给出了物体在俯仰振动过程中激波、分离结构和物面压力分布等非定常特征。     

NUMERICAL STUDIES ON THE MIXING OF CH_4 AND KEROSENE INJECTED INTO A SUPERSONIC FLOW WITH H_2 PILOT INJECTION

Ｎｏｍｅｎｃｌａｔｕｒｅｃｉ 　Ｍａｓｓｆｒａｃｔｉｏｎ ;ｃｉｘ,ｃｉｙ,ｃｉｚ 　Ｄｅｒｉｖａｔｉｖｅｓｏｆｇｒａｄｉｅｎｔｏｆｃｉｃｐ 　ＣｏｎｓｔａｎｔｐｒｅｓｓｕｒｅｓｐｅｃｉｆｉｃｈｅａｔｃＤ 　Ｄｒａｇｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｄ　ＤｒｏｐｌｅｔｄｉａｍｅｔｅｒＤ　ＴｏｔａｌｄｉｆｆｕｓｉｏｎｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔＥ　ＴｏｔａｌｅｎｅｒｇｙｐｅｒｕｎｉｔｖｏｌｕｍｅＦ　Ｄｒａｇｆｏｒｃｅｏｆｄｒｏｐｌｅｔｓｆｘ,ｆｙ,ｆｚ 　ＣｏｍｐｏｎｅｎｔｓｏｆＦ^Ｈｇ,^Ｈｌ 　Ｓｏｕｒｃｅｔｅｒｍｓｏｆｇａ…     

内燃机气缸内湍流流动的数值模拟

本文基于快速压缩假设,对不可压流的标准κ-ε的双方程湍流模型进行了压缩性修正。8方程增添了两项,其系数C_3,C_4的取值根据压缩方式的空间维数确定。同时引入Richardcon来修正系数C_2,以考虑旋流影响。将此模型应用于内燃机气缸内压缩过程。计算结果表明,本模型能预测湍流参数,特别是湍流尺度的变化规律并与实验基本吻合。     

超高压环境下再生式喷雾燃烧过程的多维多相流数值模拟

液体药火炮内再生式喷雾燃烧过程的主要特点，一是处于超高压下，二是燃烧过程与决定液体喷射过程的移动边界高度耦合。建立了充分反映上述特点的多维多相流数学模型，对液滴相还考虑了液滴之间的碰撞与聚合以及液滴与湍流之间的相互作用。运用任意拉格朗日－欧拉数值方法进行了数值求解，得出了与实验基本一致的结果。给出并分析了过程各主要物理参量的时空分布，揭示了再生式喷雾燃烧过程的基本特征。     

激波和湍流相互作用的数值模拟

本文综述了关于激波和湍流相互作用数值模拟的近期研究进展, 主要包括激波和均匀各向同性湍流、激波和湍流边界层、激波和射流以及激波和尾迹的相互作用. 激波和湍流相互作用特性受到诸多因素的影响,如激波的强度、位置、形状和流动边界以及来流的湍流状态和可压缩性等. 激波和湍流的相互作用会引起流场结构、激波特性和湍流统计特性的显著变化. 最后简要讨论了激波和湍流相互作用数值研究需要关注的一些问题.      

带制退器膛口流场的三维数值模拟

利用三维任意坐标 系下Euler方程组和LU分解的数值方法模拟了不带膛口装置的某步枪膛口流场,计算结果与 实验结果比较吻合. 对某口径火炮带有制退器的膛口流场进行了数值模拟,其结果反映了制 退器内外流场的主要特征和冲击波波系之间的相互作用,在数值模拟的基础上分析 了3排侧 孔对制退器性能的影响. 本文提供了有关膛口流场的详细数据,将对制退器总体性能研究有 重要的参考意义.     

火炮制退机流场的数值模拟

利用Rodi ASM模型和SIMPLER计算程式对接近于实际结构的制退机流场做了数值模拟,获得了制退机湍流流场的结构,并对数值模拟结果进行了分析,数值模拟结果揭示了制退机流场中存在流动截面收缩现象。     

空腔流激振荡发声的数值模拟研究

通过求解二维非定常雷诺平均Navier—Stokes方程,对亚音速情况下长宽比为L／D=2的空腔流动进行了计算气动声学数值模拟研究．湍流模型选取标准κ-ε模型,空间离散采用频散相关保持格式,时间积分采用低耗散低频散龙格库塔法,进出口远场边界采用以摄动解为基础的无反射边界条件,计算结果首先与Krishnamurty实验观测的密度场纹影图进行了对比,不论是在腔内流场分布还是腔外辐射指向性上,都与实验结果符合较好;然后与Rossiter公式进行了频率对比,其结果不但较为准确地捕捉到了振荡低阶模态的频率,而且也捕捉到了振荡高阶模态的频率特性,在此基础上研究了边界层厚度对振荡性质的影响,研究表明边界层厚度对振荡幅值影响较大,而且使振荡频率发生小幅偏移,最后探讨了振荡的发声机理,分析了振荡发声及声反馈的过程,发现了空腔前缘的二次发声现象。     

圆环管煤粉浓淡分离器内气固二相流动的数值计算

本文用数值模拟的方法模拟分离器内两相流流场，能成功地确定挡环角度的最佳值和分离环位置的最佳值，对工程应用有一定的意义．给出了气固两相模拟的结果，并与实验结果作了比较，其分布趋势是一致的．