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超燃冲压发动机磁流体发电通道数值模拟研究(英文)

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推进技术 2024年

作者：凌文辉武劭恂张义宁刘琛源孟皓北京动力机械研究所

磁流体动力学（MHD）反向能量旁路技术是超燃冲压发动机系统中一种很有前途的能量再分配技术，它与发电设备相结合，为长距离飞行提供必要的机身动力。本文通过使用商业软件Fluent建立并验证了超燃冲压发动机磁流体发电通道的计算模型... 详细信息

磁流体动力学（MHD）反向能量旁路技术是超燃冲压发动机系统中一种很有前途的能量再分配技术，它与发电设备相结合，为长距离飞行提供必要的机身动力。本文通过使用商业软件Fluent建立并验证了超燃冲压发动机磁流体发电通道的计算模型。研究发现，当磁感应强度为1、2、3、4 T时，发电效率分别为22.5%、22.3%、22.0%、21.5%，且随磁感应强度的增加而降低，焓提取率分别为0.026%、0.1%、0.21%、0.34%，随磁感应强度的增加而增加。电磁作用对发电通道内气流的减速能力随着磁感应强度的增大而增大。磁场强度越强，马赫数的降低效果越明显。发电效率会随着磁感应强度增大而降低，焓提取率则会随着磁感应强度增大而增大。由于局部电流聚集在发电区域进出口，沿程方向的总温、总焓并非呈线性变化，在进出口存在极大值与极小值。增加电极数量可以有效调节焦耳热耗散的占比，从而可提高发电效率。

关键词：超燃冲压发动机磁流体力学发电通道电离种子数值模拟

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超燃冲压发动机热防护技术及点阵结构应用

空天技术 2024年第4期 24-42页

作者：徐熠熠胡建新苗训苏俊湘潭大学机械工程与力学学院

热防护技术的升级是高超声速飞行器进一步发展的关键之一，当前的热防护技术已经无法满足发动机在更高飞行马赫数下面临的热量过载问题。综述了当前热防护技术的发展现状，对比了其各自的优缺点，提出了在主动冷却技术中引入点阵结构的... 详细信息

热防护技术的升级是高超声速飞行器进一步发展的关键之一，当前的热防护技术已经无法满足发动机在更高飞行马赫数下面临的热量过载问题。综述了当前热防护技术的发展现状，对比了其各自的优缺点，提出了在主动冷却技术中引入点阵结构的发展方向，具体阐述了点阵结构的机械性能、制造方法以及点阵结构在强化主动冷却中的优势，进一步分析了将点阵结构投入实际应用所面临的困难与挑战，在理论研究、仿真模拟、实验、制备方法、基体材料和结构优化6个方面进行了点阵结构强化主动冷却技术的发展展望，并就未来研究工作的重点提出了6点建议。

关键词：超燃冲压发动机热量过载热防护技术主动冷却点阵结构

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超燃冲压发动机燃烧室三种冷却结构性能比较

推进技术 2024年第7期45卷 153-160页

作者：吕玉妹王建华伍楠吴万范贺菲麻玉龙中国科学技术大学热科学和能源工程系中国科学院材料力学行为和设计重点实验室安徽合肥230027 佛山大学机电工程与自动化学院广东佛山528000

面对超燃冲压发动机燃烧室严峻热环境,需要通过改进设计以提高气膜冷却性能。本文用数值方法分析比较了三种不同于传统气膜冷却的结构:(1)沿冷气通道增加气膜孔直径的改进型气膜冷却结构;(2)增加冷气冲击与对流换热的层板冷却结构;(3)... 详细信息

面对超燃冲压发动机燃烧室严峻热环境,需要通过改进设计以提高气膜冷却性能。本文用数值方法分析比较了三种不同于传统气膜冷却的结构:(1)沿冷气通道增加气膜孔直径的改进型气膜冷却结构;(2)增加冷气冲击与对流换热的层板冷却结构;(3)增加多孔板的发散气膜组合冷却结构。通过机理实验数据验证数学模型和数值方法。利用经过验证的模型和方法,在真实的超燃冲压发动机燃烧室工况下,数值分析三种结构的冷却机理。在不同冷气注射量下,比较三种冷却结构热端冷却效率及温度分布的均匀性,结果表明组合冷却结构最高冷却效率高出其他结构的28%。此外,分析热障涂层对三种结构综合冷却特性的贡献,结果表明层板结构冷却效率在大冷气量下高出其他结构的16%。

关键词：超燃冲压发动机燃烧室气膜冷却层板冷却发散气膜组合冷却冷却效率适用性

超燃冲压发动机一维模型的GPU并行加速研究

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推进技术 2024年

作者：温思歆苏承毅王东杰孟万植聂聆聪孙希明北京动力机械研究所大连理工大学控制科学与工程学院

发动机模型是控制计划优化、基于模型的控制和观测器设计等技术的基础，对控制系统的性能具有重要影响。然而，超燃冲压发动机一维模型由于依赖计算流体力学的网格计算，其计算量巨大，难以在机载控制器内实时运行。为解决这一问题，本... 详细信息

发动机模型是控制计划优化、基于模型的控制和观测器设计等技术的基础，对控制系统的性能具有重要影响。然而，超燃冲压发动机一维模型由于依赖计算流体力学的网格计算，其计算量巨大，难以在机载控制器内实时运行。为解决这一问题，本文深入研究基于图形处理器（Graphics Processing Unit，GPU）的并行计算技术，探索了网格解耦与划分、串/并异构设计、内存优化、代码优化、编译指令优化、硬件模式优化等方法，综合设计了一个高效的中央处理器（Central Processing Unit，CPU）+GPU异构模型，并在基于虚拟路径交叉连接（Virtual Path Cross-Connect，VPX）总线的嵌入式控制器上进行验证。为充分验证所设计异构模型的有效性、高效性与实时性，本文依次开展基线测试、软硬件优化加速测试、并行计算测试，在测试中对比一维模型在CPU、单核GPU、多核GPU上的计算耗时与数据误差。最后根据数据、曲线、监控工具等方式，展示了所设计的异构模型在不损失模型精度的前提下，加速超过了6.7倍，运行时间均不超过25 ms，符合工程预期的实时性要求，具有良好的应用前景。

关键词：超燃冲压发动机并行计算一维模型嵌入式控制器优化加速

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碳氢燃料超燃冲压发动机热非平衡效应

航空学报 2024年第11期45卷 259-271页

作者：吴忧陈兵杨庆春徐旭北京航空航天大学宇航学院北京102206

高超声速流动往往伴随着热化学非平衡效应,而热化学非平衡效应会对高超声速推进系统内的流动、燃烧带来一系列影响。采用双温度热化学非平衡模型以及热力学平衡模型,对飞行条件为马赫数10、高度29 km的煤油燃料超燃冲压发动机进行数值模... 详细信息

高超声速流动往往伴随着热化学非平衡效应,而热化学非平衡效应会对高超声速推进系统内的流动、燃烧带来一系列影响。采用双温度热化学非平衡模型以及热力学平衡模型,对飞行条件为马赫数10、高度29 km的煤油燃料超燃冲压发动机进行数值模拟,研究了热非平衡效应对发动机流动、燃烧及性能的影响。结果表明:热非平衡效应可以通过改变斜激波角度进而影响发动机内的流场结构和掺混效率。尽管热非平衡态下燃烧室前部的平衡温度较高,可以促进凹腔上游的燃烧,但对于凹腔后部的燃烧,热非平衡效应降低了热释放率峰值及燃烧效率。喷管中的振动非平衡效应可影响推力。总的来说,热非平衡效应降低了马赫数10煤油燃料发动机的性能。

关键词：高超声速流动热化学非平衡双温度模型超燃冲压发动机碳氢燃料

超燃冲压发动机中不同燃烧模态下乙烯燃烧释热的敏感因素研究

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航空学报 2024年

作者：李凡刘铭江孙明波赵国焱马光伟赵晨翔国防科技大学空天科学学院高超声速冲压发动机技术重点实验室

在马赫数2.52，总压1.34 MPa和总温1650 K的超声速来流条件下，对超燃冲压发动机燃烧室中乙烯燃烧释热的敏感因素开展实验研究。系统分析和对比了发动机中隔离段长度、喷注距离、凹腔深度、喉部大小等关键构型参数对乙烯燃烧释热的影响... 详细信息

在马赫数2.52，总压1.34 MPa和总温1650 K的超声速来流条件下，对超燃冲压发动机燃烧室中乙烯燃烧释热的敏感因素开展实验研究。系统分析和对比了发动机中隔离段长度、喷注距离、凹腔深度、喉部大小等关键构型参数对乙烯燃烧释热的影响，结果表明乙烯燃烧释热对构型参数的敏感度与燃烧模态紧密相关。当燃烧处于纯超燃模态时，燃烧释热对构型参数的变化不敏感，而当燃烧处于双模态超燃（超燃模态）时则相反，之后随着当量比增加，燃烧逐渐过渡为双模态亚燃（亚燃模态）时，燃烧释热对构型参数变化的敏感度逐渐下降。总的来说，不同构型参数对燃烧释热的影响程度从高到低依次是喉部大小>隔离段长度>喷注距离>凹腔深度。

关键词：超燃冲压发动机凹腔超声速流动燃烧释热燃烧模态

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宽速域超燃冲压发动机流动燃烧过程研究进展

航空学报 2024年第3期45卷 19-45页

作者：纪鉴恒蔡尊王泰宇孙明波王振国国防科技大学高超声速技术实验室长沙410073

随着对未来高超声速飞行器机动飞行需求的不断提升,发展宽速域超燃冲压发动机技术显得尤为重要,而宽范围来流条件将使得燃烧室内的流动、混合及燃烧等过程产生显著变化。尤其是超声速燃烧主要由混合过程所主导,呈现为典型的扩散火焰,来... 详细信息

随着对未来高超声速飞行器机动飞行需求的不断提升,发展宽速域超燃冲压发动机技术显得尤为重要,而宽范围来流条件将使得燃烧室内的流动、混合及燃烧等过程产生显著变化。尤其是超声速燃烧主要由混合过程所主导,呈现为典型的扩散火焰,来流条件的变化对燃料输运及混合过程影响极大,混合状态的改变进而会引起燃烧不稳定等一系列非稳态燃烧现象。本文对宽速域超燃冲压发动机流动燃烧过程进行了综述分析。首先,对超燃冲压发动机基本工作过程及应用进行了简要介绍;然后,分别论述了国内外关于低马赫数来流、高马赫数来流以及宽速域来流典型条件下超声速流动燃烧过程中亟待解决的关键问题和研究进展;最后,进行了总结并对后续研究提出了建议。

关键词：宽速域超燃冲压发动机超声速燃烧低马赫数高马赫数

喷注位置对多组分燃料超燃冲压发动机燃烧的影响

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航空动力学报 2024年第5期39卷 25-35页

作者：滑远帆李世鹏王宁飞于文浩马源辰北京理工大学宇航学院北京100081 中国航天科技集团有限公司北京航天动力研究所北京100076 沈阳航空航天大学航空宇航学院沈阳110136

为研究含铝高能量密度碳氢燃料在超燃冲压发动机中的燃烧组织细节,使用离散相模型(DPM)和简化反应机理对不同燃料喷注位置下燃烧流动过程进行了数值模拟。结果表明:使用七喷注器从上壁面进行燃料喷注时,出口截面处温度场形成了以近上壁... 详细信息

为研究含铝高能量密度碳氢燃料在超燃冲压发动机中的燃烧组织细节,使用离散相模型(DPM)和简化反应机理对不同燃料喷注位置下燃烧流动过程进行了数值模拟。结果表明:使用七喷注器从上壁面进行燃料喷注时,出口截面处温度场形成了以近上壁面轴线为中心低温-升至最高温-降至较低温度的分布特征,氧浓度在中心处的含量也较低,这都将影响燃烧反应的进程。在研究工况下随着喷注器与燃烧室入口距离增大,燃料比冲呈先增大后减小的变化趋势,在研究工况中实现燃料最大比冲11092 m/s,可以通过改变燃料从上壁面喷入燃烧室的喷注位置和优化喷注器布局等提升燃烧室性能,优化后最大比冲提升了12.68%。

关键词：多组分燃料超燃冲压发动机喷注位置燃烧性能喷注布局优化

后缘开槽型超燃冲压发动机凹腔燃烧室及其促燃特性实验研究

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Acta Mechanica Sinica 2024年第1期40卷 74-84页

作者：张林乔玮梁剑寒王翼丁猛杨雷超孙明波 Science and Technology on Scramjet Laboratory National University of Defense TechnologyChangsha 410073China

为了改善传统的二维梯形凹腔在促进混合和燃烧方面的效果,本文提出了一种在凹腔后缘设置开槽的三维凹腔,并在超声速模型燃烧室中进行了研究.在直连式实验台上开展实验,对传统的二维梯形凹腔(基线)和后缘开槽凹腔进行了对比.结果表明,后... 详细信息

为了改善传统的二维梯形凹腔在促进混合和燃烧方面的效果,本文提出了一种在凹腔后缘设置开槽的三维凹腔,并在超声速模型燃烧室中进行了研究.在直连式实验台上开展实验,对传统的二维梯形凹腔(基线)和后缘开槽凹腔进行了对比.结果表明,后缘开槽凹腔增强了沿燃烧室的燃烧。具体而言,凹腔附近的压力在燃料喷注压力较低时增加6.1%,在燃料喷注压力较高时增加12.7%.基于准一维分析,后缘开槽凹腔的燃烧效率提高了20%以上。对于后缘开槽凹腔,燃烧面积和火焰基底位置受喷注压力的影响小于基线情况.与此同时,后缘开槽凹腔的火焰稳定能力较基线构型更优。凹腔交换面积增加、长深比增大以及开槽诱导的横向流动和流向涡可能是增强混合和燃烧的主要原因.

关键词：燃烧面积横向流动超燃冲压发动机火焰稳定准一维凹腔燃烧效率