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高超声速进气道内粉末燃料喷注及流动控制特性研究

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推进技术 2022年第12期43卷 381-389页

作者：丁宋毅孙波卓长飞代春良南京理工大学机械工程学院江苏南京210094

为了提高进气道性能以及金属粉末燃料的掺混效率,本文将粉末燃料的喷注提前到高超声速进气道内完成。以铝粉作为喷注燃料,氮气作为流化气,基于连续相-离散相(CFD-DPM)耦合模型,采用数值模拟的方法重点研究了在进气道内喷注粉末燃料对进... 详细信息

为了提高进气道性能以及金属粉末燃料的掺混效率,本文将粉末燃料的喷注提前到高超声速进气道内完成。以铝粉作为喷注燃料,氮气作为流化气,基于连续相-离散相(CFD-DPM)耦合模型,采用数值模拟的方法重点研究了在进气道内喷注粉末燃料对进气道性能和颗粒掺混度的影响。结果表明:在超额定状态下通过在外压段喷注粉末燃料进行波系控制,可以用比气体射流控制更低的喷注压力实现激波贴口的效果,在来流马赫数Ma_(0)=6时,与气体射流控制相比,两个喷嘴的入口总压分别降低了17.9%和31.8%。与常规定几何进气道相比,经过粉末燃料喷注后进气道的综合性能有了显著的提高,低马赫数下流量系数提高24%以上,总压恢复系数也明显提高,并且实现了粉末燃料与氧气的充分掺混。

关键词：高超声速进气道金属粉末燃料波系控制喷注掺混

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高超声速进气道快速破膜开启的流动特性

航空学报 2015年第6期36卷 1795-1804页

作者：徐骁岳连捷卢洪波肖雅彬张新宇中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190

进气道处于起动状态是保证超燃冲压发动机正常工作的前提,进气道帽罩快速开启时的非定常效应可以有效提高进气道的起动能力。采用非定常数值计算深入研究了唇口帽罩不同安装位置开启时的非定常效应对进气道起动过程的影响,分析了不同帽... 详细信息

进气道处于起动状态是保证超燃冲压发动机正常工作的前提,进气道帽罩快速开启时的非定常效应可以有效提高进气道的起动能力。采用非定常数值计算深入研究了唇口帽罩不同安装位置开启时的非定常效应对进气道起动过程的影响,分析了不同帽罩安装位置开启时进气道流场的演化过程,并揭示了喉道分离泡的形成机理。研究结果表明,当帽罩上游不存在分离泡时,破膜非定常激波在压缩面反射,与上游复杂波系作用形成沿壁面的低速流,在唇口激波作用下在喉道形成分离泡。帽罩安装靠近唇口可通过缩短激波/边界层作用距离减小低速流动区范围,进气道临界起动内压比随之增大;而当帽罩上游出现大分离泡时,分离泡会先演变为低速流,之后在唇口激波作用下重新聚集形成大尺度分离,进气道临界起动内压比显著降低。

关键词：高超声速进气道破膜开启非定常效应激波边界层相互作用分离流

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高超声速进气道的裂解碳氢燃料提前喷注研究

推进技术 2018年第1期39卷 196-202页

作者：朱呈祥黄雨柔陈荣钱尤延铖厦门大学航空航天学院福建厦门361005

高超声速进气道的裂解碳氢燃料提前喷注一方面可以显著增加燃料的有效掺混长度,另一方面也可以实现对进气道激波和流场的控制。以替代裂解碳氢燃料C_(12)H_(24)为喷注气体,采用数值工具模拟高超声速二元进气道在飞行高度为26km时的工作... 详细信息

高超声速进气道的裂解碳氢燃料提前喷注一方面可以显著增加燃料的有效掺混长度,另一方面也可以实现对进气道激波和流场的控制。以替代裂解碳氢燃料C_(12)H_(24)为喷注气体,采用数值工具模拟高超声速二元进气道在飞行高度为26km时的工作状态,开展了马赫5设计状态无燃料喷注和马赫6超额定状态带燃料喷注的两类流场分析,重点研究燃料对波系的控制和燃料的自身掺混。通过调节五喷嘴的燃料喷注压力发现,按照马赫5设计的高超声速进气道在马赫6时同样可以实现完全激波贴口,燃料在进气道内通过多重外压缩激波作用也实现了与空气的完全掺混。同时,冷壁温条件下进气道内仅出现少量近壁燃烧,CO_2产物的质量百分比仅在10^(-7)量级,进气道出口的总压恢复系数相较无化学反应时下降2.5%,但仍维持在0.5左右。还对比了五喷嘴、三喷嘴、五喷嘴后移和90°单喷嘴结构下进气道流场以及掺混效率的区别,结果表明,五喷嘴结构的进气道燃料喷注可以实现4倍喷注压力下的激波封口和快速完全掺混,而三喷嘴、后移五喷嘴和单喷嘴结构分别需要5倍、5倍、6.6倍来流静压实现进气道马赫6的激波贴口。

关键词：高超声速进气道裂解碳氢燃料激波系控制掺混效率

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高超声速进气道自起动过程中流动非定常特性

航空学报 2015年第10期36卷 3263-3274页

作者：王卫星郭荣伟南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室南京210016 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室绵阳621000

采用非定常数值仿真方法研究了进气道自起动过程中流动的非定常特性,分析了内压段构型对非定常流动特性的影响。研究结果表明:进气道自起动过程中流动特性受内压段构型与来流条件影响。内压段压缩面肩部曲率半径越大,内压段面积收缩越缓... 详细信息

采用非定常数值仿真方法研究了进气道自起动过程中流动的非定常特性,分析了内压段构型对非定常流动特性的影响。研究结果表明:进气道自起动过程中流动特性受内压段构型与来流条件影响。内压段压缩面肩部曲率半径越大,内压段面积收缩越缓,越易出现流场振荡现象,流场振荡越剧烈;型面设计参数β≤33°,能够避免流场振荡现象出现。合理设计进气道内压段型面能够控制自起动过程中流动的非定常特性。自起动过程中,流场出现振荡时随着来流马赫数增大流动依次经历不振荡状态→振荡状态→不振荡状态→起动状态,且流场振荡频率逐渐下降;对于未发生流场振荡的进气道,随着来流马赫数增大进气道依次经历硬不起动状态→软不起动状态→起动状态。

关键词：自起动非定常流场振荡高超声速进气道数值仿真

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高超声速进气道附面层分离无源被动控制

推进技术 2011年第4期32卷 455-460页

作者：苏纬仪张堃元金志光南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016

为了控制超燃冲压发动机进气道唇口反射激波诱导的附面层分离,根据其流动特征,提出了附面层泄除-吹除互相驱动的自适应、无源、被动控制方案。并采用空间HLLE格式、LU-SGS隐式推进、多块结构网格的有限体积法数值模拟程序对该流动现象... 详细信息

为了控制超燃冲压发动机进气道唇口反射激波诱导的附面层分离,根据其流动特征,提出了附面层泄除-吹除互相驱动的自适应、无源、被动控制方案。并采用空间HLLE格式、LU-SGS隐式推进、多块结构网格的有限体积法数值模拟程序对该流动现象进行了数值模拟。数值结果表明,施加自适应无源被动控制后,分离区长度减小为无控制时的45%,控制区域的总压恢复系数和流场均匀性提高。从而证实了自适应、无源、被动控制抑制高超声速进气道附面层分离的可行性。

关键词：高超声速进气道被动控制激波/边界层相互作用+

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高超声速进气道再起动特性分析

推进技术 2006年第5期27卷 390-393,398页

作者：袁化成梁德旺南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016

对典型高超声速二元进气道二维流场进行了数值分析,研究了高超声速进气道不起动和再起动过程,发现当高超声速进气道不起动发生后,加大来流马赫数到起动马赫数,进气道不能立即再起动,继续加大来流马赫数到一定数值时,进气道可以再起动,... 详细信息

对典型高超声速二元进气道二维流场进行了数值分析,研究了高超声速进气道不起动和再起动过程,发现当高超声速进气道不起动发生后,加大来流马赫数到起动马赫数,进气道不能立即再起动,继续加大来流马赫数到一定数值时,进气道可以再起动,但再起动马赫数远大于起动马赫数,小于设计马赫数。同时还发现高超声速进气道再起动过程也存在迟滞回路现象,但不同于常规进气道的再起动特性。

关键词：高超声速进气道起动数值仿真

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高超声速进气道曲面压缩技术综述

推进技术 2018年第10期39卷 2227-2235页

作者：张堃元南京航空航天大学能源与动力学院、江苏省航空动力系统重点实验室江苏南京210016

高超声速曲面压缩系统能够同时利用弯曲激波和等熵波压缩来流,具有良好的综合性能,本文简要回顾了相关研究取得的成果,分析了这种新型压缩方式的流动特征,总结了基于曲面压缩概念提出的多种流场设计方法,重点介绍了其中根据出口截面或... 详细信息

高超声速曲面压缩系统能够同时利用弯曲激波和等熵波压缩来流,具有良好的综合性能,本文简要回顾了相关研究取得的成果,分析了这种新型压缩方式的流动特征,总结了基于曲面压缩概念提出的多种流场设计方法,重点介绍了其中根据出口截面或壁面上气动参数实现的流场反设计以及在高超声速进气道设计中的应用研究,同时指出了三维流场的反设计、粘性条件下的反设计等有待深入研究的问题。

关键词：高超声速进气道反设计曲面压缩系统弯曲激波压缩系统变几何进气道综述

高超声速进气道再起动特性及其影响因素数值模拟

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固体火箭技术 2011年第2期34卷 161-166页

作者：游进夏智勋王登攀方传波国防科技大学航天与材料工程学院长沙410073

以N-S时均化方程为控制方程,引入变比热容的热完全气体模型,采用k-ωSST湍流模型及自适应网格加密技术,对高超声速进气道再起动过程进行了二维准定常数值仿真研究。结果发现,当内收缩比较大时,分离激波即使打入唇口,大规模流动分离仍存... 详细信息

以N-S时均化方程为控制方程,引入变比热容的热完全气体模型,采用k-ωSST湍流模型及自适应网格加密技术,对高超声速进气道再起动过程进行了二维准定常数值仿真研究。结果发现,当内收缩比较大时,分离激波即使打入唇口,大规模流动分离仍存在,须继续增加来流马赫数(M∞),才能使进气道完全起动,即进气道可能存在没有溢流的不起动流场结构,这在已发表文献中还少有提及。深入分析表明,决定高超声速进气道再起动的关键因素是分离区前体形状和分离区后部逆压梯度,前者类似于一个虚拟楔面,楔角及分离激波角大小主要由附面层和来流条件决定,随M∞的增加而减小;后者主要受进气道内型面及内收缩比影响,对分离区大小及溢流量起决定作用。

关键词：高超声速进气道再起动特性分离激波内收缩比

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高超声速进气道等直隔离段的反压特性研究

宇航学报 2008年第1期29卷 78-83页

作者：李博袁化成梁德旺南京航空航天大学内流研究中心南京210016

为了研究高超声速进气道等直隔离段的反压特性,对均匀来流和有斜波入射(非均匀)情况下的等直隔离段内流场进行了数值分析。研究了不同来流马赫数下等直隔离段在不同反压作用下的流动特征,分析了激波串的变化规律以及激波串长度与反压的... 详细信息

为了研究高超声速进气道等直隔离段的反压特性,对均匀来流和有斜波入射(非均匀)情况下的等直隔离段内流场进行了数值分析。研究了不同来流马赫数下等直隔离段在不同反压作用下的流动特征,分析了激波串的变化规律以及激波串长度与反压的关系,明确了激波串名义长度与激波串长度的概念。结果表明,随着反压的增加,激波串起始位置前移、名义长度增加,计算值与Waltrup-Billig经验式吻合很好;激波串长度逐渐减小,并给出了激波串长度与反压比的拟合关系。当接近最大承受反压时,激波串由斜激波串逐渐变为正激波串,其对气流的压缩作用接近于正激波的压缩效果。当来流非均匀时,隔离段内形成不对称的单边激波串结构,且最大承受反压下无正激波串出现。

关键词：高超声速进气道隔离段激波串最大承受反压