等压和等面积燃烧条件下超燃冲压发动机性能对比分析

超燃冲压发动机是指燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机,具有结构简单、成本低、单位推力高和速度快的优点,已成为高超声速导弹武器系统及可重复使用军用航天器动力系统领域的研究热点之一。本文通过对超燃冲压发动机建模,并分别对等压燃烧和等面积燃烧过程进行仿真,对比分析了两种情况下的发动机性能参数变化,在改进燃烧室几何构型和提高发动机性能方面具有理论指导意义。     

水组分对高超声速冲压发动机性能的影响

对在高超声速冲压发动机燃烧实验研究中,使用燃烧式加热器得到高焓、高压、高超音速气流时,实验介质中带入的水组分进行了模拟计算。初步研究表明,污染物中的水组分对超燃冲压发动机性能有较明显影响,水组分对于超燃冲压发动机性能的最终影响决定于气流的初始条件。     

超燃冲压发动机燃烧效率取样探针设计

分析了超燃冲压发动机燃烧效率取样探针设计的技术难点,设计了一个超燃冲压发动机燃烧效率取样耙子,对取样探针的流场特性、燃气化学反应在探针中的快速冻结等进行了分析,所设计的取样耙子由16个取样探针组成,与取气瓶、色谱仪等配套使用,可测量超燃冲压发动机的燃烧效率.     

带凹腔的超燃固冲发动机燃烧室的数值仿真

基于一种以PMMA固体燃料的超燃冲压实验发动机的试验,进行数值计算研究。结合结构特性与计算精度选用结构化网格技术、压力基耦合算法、SST k-ω湍流模型、轴对称N-S方程组、二阶迎风格式、单步化学反应对带有凹腔的轴对称固体燃料超燃冲压发动机燃烧室的内流场进行了二维稳态数值仿真。研究结果表明燃烧主要集中在边界层附近,大量的热从反应区通过凹腔回流大涡传输到了凹腔的内部,这样凹腔就提供了持续富燃区域和热源,所以凹腔有增强掺混和火焰稳定的作用;在发动机点火后,燃烧室等截面圆柱段初始内径狭小和不断地热量加入,导致燃烧室出现热壅塞,随着燃面推移等截面圆柱段被打开,热壅塞现象消失;随着燃面推移,激波串的强度逐渐增强,燃烧室中气流的马赫数逐渐降低。     

燃烧加热污染空气对超燃冲压发动机性能影响研究

针对燃烧加热地面试验设备存在的工质污染问题,采用数值模拟方法研究了燃烧加热污染空气对氢燃料超燃冲压发动机性能的影响。以飞行马赫数Ma=6.5,当量油气比ER=0.6为计算基准状态,分别对纯净空气和污染空气来流下氢燃料超燃冲压发动机的整机流场和性能进行了对比计算分析。燃烧化学反应模拟采用了改进的H₂/O₂七组分八方程模型,湍流模型为标准的 k-ε模型,并采用直连式燃烧室试验数据进行了数值方法的验证。研究结果表明:(1)相对于纯净空气来流,污染空气来流下的超燃冲压发动机推力和比冲均有所下降。(2)采用酒精燃烧加热器的前提下,来流参数匹配静温、静压、马赫数时,发动机性能与纯净空气来流下的结果最为接近,而匹配总温、总压、马赫数时相差最大。(3)来流参数匹配总焓、静压、马赫数的前提下,采用氢燃烧加热器时发动机性能与纯净空气来流下的结果最为接近,而采用甲烷燃烧加热器时相差最大。      

不同燃料超声速燃烧室准一维计算模型

快速高效的准一维计算是超燃冲压发动机设计的重要研究方法。该文发展建立了适用于气态或液态燃料、包含隔离段结构、跨声速工况的准一维通用计算模型。该模型以Euler方程组作为基本控制方程,综合考虑了燃烧室截面面积变化、液态燃料蒸发相变、燃料质量添加、摩擦力项以及隔离段内斜激波串结构对流动的影响等因素。依次以NAL氢燃料发动机实验、气态煤油燃料发动机实验和液态煤油燃料发动机实验等3个不同燃料实验作为验证算例对模型进行考核,计算结果与实验数据均吻合良好,验证了模型的有效性和准确性。该模型可进一步应用于各类燃料的超燃冲压发动机燃烧室结构及工作参数的设计与优化等研究工作。     

高焓条件下燃料点火延迟调节对超燃发动机燃烧性能的影响

为了研究燃料与空气化学反应活性变化对超燃冲压发动机燃烧性能的调节机制,本文以氢燃料为基础,基于阿伦尼乌斯反应动力学体系和不确定量化分析(Uncertainty Quantification,UQ)方法,构建点火延迟可调的燃料模型,通过一系列的数值计算,对比分析燃料在不同点火延迟特性下的超声速燃烧特性。计算结果表明：基于不确定量化分析方法能够合理地构建基于点火延迟时间的氢燃料特性变化模型;当前高焓来流环境下,随着燃料点火延迟的增加,燃烧效率并不简单的单调递减,以氢气的基准点火延迟为参照,燃烧效率随点火延迟的变化存在两个清晰的拐点,并以此构成三个不同的特征区域,说明燃料的点火延迟特性对燃烧性能起不同程度的调控作用,详细的流动机理有赖于进一步针对燃烧流动结构形成和演化过程的精细化研究。     

氢气超声速燃烧过程的多步简化反应机理数值模拟

为了减少燃烧试验次数和改进超燃冲压发动机结构设计,采用大型模拟软件Fluent,对氢气和空气在超燃冲压发动机内的超声速流动与燃烧过程进行数值模拟。首先对空气和燃料在发动机中的冷混流动进行模拟,然后分别采用一步总包或多步简化化学反应机理,模拟超声速燃烧过程。结果显示,采用一步总包反应机理时,燃料点火容易,得到的燃烧效率也比较高,但是得到的温度偏高;采用多步简化反应机理,不容易点火,模拟过程中火焰易灭,模拟所需要的时间也比较长,但得到的流场与实验过程更接近。     

纯净空气液态煤油超声速燃烧室性能研究

液态煤油高热值、高密度,还容易储存、便于携带,在飞行Ma数小于8的飞行条件下,煤油是超燃冲压发动机的理想燃料,如何实现煤油在超声速燃烧室中稳定燃烧是关键。本文在西北工业大学电阻加热超燃冲压发动机实验台上,针对给定的燃烧室,对以航空煤油为燃料的超声速燃烧冲压发动机燃烧室性能进行初步试验研究。实验来流空气总温为870-930 K,总压保持在77 kPa左右,燃烧室进口Ma数为2。同时结合CFD模拟,对3个不同油气比下燃烧室性能参数进行了对比分析。研究结果认为:要成功地实验煤油点火并稳定燃烧,成功设计凹槽及分布位置是关键;选择合适的油气比,可在提高燃烧室性能的同时保持隔离段的抗扰动能力。     

吸气式高超声速技术研究进展

系统总结了中国空气动力研究与发展中心在吸气式高超声速技术研究方面取得的主要进展,包括:试验设备、超燃冲压发动机、数值模拟以及机体/推进一体化飞行器。CARDC经过十多年的努力,建成和改造了三种类型的高焓设备:脉冲式燃烧加热风洞、连续式燃烧加热风洞和电弧风洞。开展了多种尺度的超燃冲压发动机的直连式和自由射流式试验,获得了发动机的基本性能及其随油气比、喷孔位置等的变化规律。通过连续式和脉冲式风洞试验结果对比,表明工作时间大于100 ms的脉冲式燃烧设备是开展发动机基本性能研究的经济、高效试验手段。成功研制了三维大规模并行数值模拟软件平台AHL3D并广泛应用于发动机研究。在Φ0.6 m风洞中,完成了1.5 m带动力飞行器试验,获得了发动机工作和不工作状态下的飞行器推阻及升力特性。同时提出了地面试验、CFD和飞行试验三者综合研究分析的重要性。     

2012-17 科技新闻媒体关注指数排行榜

 现代战争的需求推动了美国高超声速飞行器的研制步伐，2010年美国成功试飞了X51，飞行速度达到了6.5马赫数。“在飓风中点燃并维持一根火柴燃烧”，《基督教箴言报》这样形容超燃冲压发动机中点火和稳定燃烧的难度。可见，超声速点火和燃烧是超燃冲压发动机研究中的一项关键技术，世界上多个国家对其高度重视，投入了大量人力物力开展研究。对于超声速燃烧，流体驻留时间短成为困扰学者的一大难题，如101kPa下温度为1000—1500K时，乙烯/空气的点火延迟为30ms—20?滋s，而马赫数为2—3的流体在长1m的燃烧室驻留时间仅为1ms，流体留驻在燃烧室的时间与化学反应时间处于同一量级，很难达到充分燃烧。     

超燃冲压发动机性能的准二维计算方法

为了能在双模态超燃冲压发动机流道方案初步论证中提供一种较快速的发动机性能计算方法,在二维N-S方程基础上,引入一维完全燃烧计算方法,提出了预估超燃冲压发动机性能的准二维计算方法。该方法能够计入激波、边界层分离等对发动机性能的影响,可在较短时间计算出整机推力、比冲性能和沿程热力学参数。通过对自由射流发动机计算,验证了此方法。并在此基础上,初步分析了燃料喷注位置和流道构型对发动机性能的影响。      

化学反应机理对煤油超声速燃烧数值模拟的影响

本文在RANS方法框架下,采用部分预混火焰面模型耦合3种不同的煤油替代燃料的多步机理,对液态煤油在基于双级支板喷注的超燃冲压发动机中的超声速燃烧过程进行了数值模拟研究。来流总温为1231 K,入口马赫数为2.0。液态煤油通过两级十字型布置的支板直喷入燃烧室。煤油替代燃料的化学反应机理分别包括16组分23步反应(Mech.16),40组分141步反应(Mech.40),以及106组分382步反应(Mech.106)。结果表明:化学反应机理对燃烧流场的流动结构和火焰结构均存在着显著的影响。与试验结果相比,包括了低温机理的Mech.40预测的壁面静压分布曲线明显优于另外两种机理。这是因为该机理可以较为准确地预测低温区域的点火延迟时间,并且预估的熄火标量耗散率更大一些。     

航空煤油反应动力学模型的发展现状和挑战

航空发动机数值仿真有助于加速发动机的研发进程，但需要准确可靠的航空煤油燃烧反应动力学模型。该文总结了近20年国内外航空煤油(Jet A和RP-3)及其模型燃料的研究进展，包括航空煤油的主要成分及理化性质测定、航空煤油及其模型燃料的基础燃烧实验、模型燃料构建方法及配方组成，以及模型燃料反应动力学模型的发展与验证等方面。航空煤油燃烧数值模拟的关键在于模型燃料的建立及其详细、简化燃烧反应动力学机理的发展，在高保真刻画燃烧反应动力学特性的前提下，航空煤油简化机理最终用于航空发动机燃烧室的计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)仿真。该文将航空煤油反应动力学模型研究分为航空煤油的实验研究、模型燃料构建及其反应动力学模型研究3个部分，并着重讨论了此部分的发展现状与挑战。     

激波卷扬可燃粉尘的理论模型

本文描述了激波卷扬可燃粉尘床形成燃烧反应边界层的理论模型,由此揭示出该反应边界层的基本结构由诱导区、反应区、扩散区构成.另外,燃烧粉尘云轮廓及颗粒点火时间的理论值与实验结果较一致,说明此模型能很好地描述上述流动特征.     

超燃冲压发动机凹腔内补氧的强化点火试验

在超燃冲压发动机扩张型燃烧室中,对凹腔内局部补氧的点火强化方法进行了试验研究。采用高速摄影手段研究了不同的补氧方式对凹腔内火焰分布特征和燃烧强度的影响,并针对并联双凹腔燃烧室构型,研究了在单侧凹腔补氧条件下向异侧凹腔的火焰传播过程。试验结果表明,采用凹腔内补氧的方式能调节凹腔内的燃料浓度分布、改善凹腔内的燃烧过程,控制燃烧放热强度;稳态燃烧情况下,观察到凹腔驻留火焰的两种存在特征,分别表现为:由回流区热量反馈机制作用下的凹腔局部驻留火焰和燃烧室全局压力反馈影响下的凹腔剪切层火焰。只有在单侧凹腔燃烧建立了全局压力反馈的条件下才能实现凹腔火焰的异侧传播。      

液体煤油凹槽火焰稳定极限研究

针对所设计的超燃冲压发动机燃烧室,对液体煤油的凹槽火焰稳定特性进行研究。采用概率密度函数紊流扩散燃烧模型、紊流 模型和离散液滴模型,数值模拟了飞行马赫数为5,不同位置和油气当量比喷射燃料的情况。从凹槽前缘喷射燃料,凹槽在富油时火焰稳定范围比较广;从凹槽底面和后壁喷射燃料,凹槽抑制了富油时火焰稳定范围,而在贫油时火焰稳定范围比较广。火焰结构受燃料喷射位置和油气当量比的影响。油气当量比是3.0时,凹槽出现开放型凹槽流动;而其它的模拟情况,凹槽均出现过渡型凹槽流动,这与冷流时凹槽流动类型不同。深入研究凹槽的热流场特性,使凹槽发挥最大的火焰稳定作用。     

含铝颗粒固体燃料冲压发动机燃烧速率特性分析

采用Realizable k-ε湍流模型、涡耗散燃烧模型,应用Fluent软件UDF功能,编写含铝颗粒的HTPB(端羟基聚丁二烯)热解和铝颗粒点火燃烧模型的UDF程序,计算含铝固体燃料冲压发动机内两相湍流流动燃烧,研究不同来流条件下,HTPB中铝颗粒含量和铝颗粒直径对固体燃料冲压发动机平均燃速的影响规律.计算结果表明,含铝HTPB的固体燃料冲压发动机推进剂平均燃速随着来流空气质量流量、来流空气总温的增加而增大,但随着铝颗粒含量的增大先增后减,随着铝颗粒直径的增大而减小;对平均燃速的影响程度由强到弱依次为来流空气质量流量、铝颗粒含量、来流空气总温以及铝颗粒直径,而来流空气总温、铝颗粒含量以及铝颗粒直径三个因素对平均燃速的影响程度接近.     

某超燃冲压发动机尾喷管的三维流场特性

超燃冲压发动机结构简单,推重比大,应用前景广阔.但其流场结构十分复杂,研究超燃冲压发动机三维流场结构具有重要的意义.采用计算流体力学软件对某超燃冲压发动机尾喷管的三维流场进行数值模拟,先后得到了流场的密度、马赫数、涡量及速度矢量线图.结果表明:喷管内及侧壁面出口处存在膨胀波.各个壁面出口处附近的流场存在羽流激波和剪切层,内喷管出口周围的羽流激波和剪切层呈环状分布在流场周围,上壁面尾部受羽流激波的影响产生一道由压强决定的管内斜激波.内喷管出口及上壁面尾部处也均存在流向涡结构.     

热管反应器内毛细燃烧的建模仿真

为了更合理地设计热管反应器,该文对热管反应器稳定运行时内部的毛细燃烧反应进行了研究。该文在燃烧边界层模型的基础上,结合自然对流扩散理论建立了毛细燃烧的数学模型,通过对比分析模型仿真结果与公开文献中的试验数据,得到了系统压力与吸液芯长度对毛细燃烧反应速率的影响规律。结果表明:毛细燃烧的反应速率随系统压力增加而增大,并与吸液芯高度的-1/4次方成正比,同时该模型可以较好地预测低压环境下的毛细燃烧反应速率。