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液氧甲烷变推力发动机螺旋槽再生冷却传热特性研究

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推进技术 2024年第2期45卷 124-133页

作者：孙郡李清廉成鹏宋杰刘新林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湖南长沙410073

为探究宽工况范围下螺旋槽再生冷却的传热特性,基于微小通道内低温工质的相变传热模型,采用一维传热计算方法,对5 kN级液氧甲烷变推力发动机开展了螺旋槽再生冷却传热特性研究。结果表明:本文所采用的传热计算模型可用于传热预估,与试... 详细信息

为探究宽工况范围下螺旋槽再生冷却的传热特性,基于微小通道内低温工质的相变传热模型,采用一维传热计算方法,对5 kN级液氧甲烷变推力发动机开展了螺旋槽再生冷却传热特性研究。结果表明:本文所采用的传热计算模型可用于传热预估,与试验结果相比,冷却剂温升误差为4.3%,压降误差为1.1%,喉部处外壁温误差为-11%,在工程计算可接受范围内;相比于直槽,螺旋槽再生冷却能有效降低燃气侧壁温,同时,在宽范围变推力条件下,实际功率水平越低,冷却剂温升、压降越小,喉部燃气侧壁温越低,但“传热恶化区”内的壁温最大值反而越高,当发动机推力由额定工况的75%调整至20%时,燃气侧壁温的最大值由1 351 K增大至1 399 K;综合考虑壁面温度及冷却剂的压力损失,本文对冷却通道开展优化设计,对比四种冷却通道方案的传热性能,其中,方案4为最优方案,20%额定功率水平工况时,冷却剂温升为491 K,压降为0.34 MPa,燃气侧壁温最大值也仅为1 297 K,较初始设计方案降低了102 K,远低于材料的极限温度。

关键词：液氧甲烷发动机变推力再生冷却螺旋槽传热特性

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支板/凹腔燃烧室混合与燃烧性能研究进展

航空学报 2024年第16期45卷 22-47页

作者：赵子健刘朝阳黄伟国防科技大学空天科学学院高超声速技术实验室长沙410073

在高超声速飞行条件下,燃料在超燃冲压发动机燃烧室内的驻留时间非常短,燃料与氧化剂的充分混合、点火和维持稳定的燃烧是高超声速推进的关键。为了提高燃烧室中燃料的混合与燃烧性能,国内外研究人员将诸如支板、斜坡、凹腔、后向台阶... 详细信息

在高超声速飞行条件下,燃料在超燃冲压发动机燃烧室内的驻留时间非常短,燃料与氧化剂的充分混合、点火和维持稳定的燃烧是高超声速推进的关键。为了提高燃烧室中燃料的混合与燃烧性能,国内外研究人员将诸如支板、斜坡、凹腔、后向台阶等增混稳燃装置引入燃烧室,取得了一定成果。在以往的研究中,支板和凹腔在流场中形成的回流区能达到较好增混稳燃效果,受到了广泛的关注与拓展。本文综述了近年来支板、凹腔及支板-凹腔组合构型的国内外研究进展,并对相关研究的未来发展方向作出了展望。

关键词：超燃冲压发动机混合增强火焰稳定支板凹腔

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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对流边界条件下超临界流体层流边界层相似解

推进技术 2024年

作者：李桢杨瑞赵玉新汪元国防科技大学空天科学学院高超声速技术实验室国防科技大学空天科学学院

在超燃冲压发动机中，燃烧室和尾喷管内的高温燃气使再生冷却通道中的流体达到超临界状态，即在对流边界条件下形成超临界流体边界层，但其基本特性尚未明晰。为此，本文通过相似性解法计算了具有对流边界条件的超临界二氧化碳(SCO2)平... 详细信息

在超燃冲压发动机中，燃烧室和尾喷管内的高温燃气使再生冷却通道中的流体达到超临界状态，即在对流边界条件下形成超临界流体边界层，但其基本特性尚未明晰。为此，本文通过相似性解法计算了具有对流边界条件的超临界二氧化碳(SCO2)平板层流边界层，来流压力为8 MPa。文中定义了热对流系数Mθ和局部对流换热常数c，它们分别与平板下表面热流体的温度及对流换热系数呈正相关，并分析了Mθ和c对边界层速度及温度剖面的影响。当c极小时，该问题可退化为绝热壁工况；相反，当c足够大时，它的表征类似于等温壁工况。随着Mθ和c的增大，壁面热流也增大；若来流温度为亚临界，此时边界层将出现跨临界机制，使壁面努塞尔数加剧降低。

关键词：超临界流体对流边界条件层流边界层相似解壁面传热

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基于可调文氏管的液氧流量闭环控制特性研究

推进技术 2024年第9期45卷 228-240页

作者：陈兰伟宫绍天蒋卓航李清廉成鹏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湖南长沙410073 北京航天动力研究所北京100076

针对液氧供应系统流量精准控制困难的问题,开发了一套流量闭环控制系统并应用于液氧供应系统中。为实现系统按预设目标流量进行输出,进行了四类试验:无控制试验、流量闭环控制试验、PID参数影响试验与流量阶跃调节试验,研究了贮箱压力... 详细信息

针对液氧供应系统流量精准控制困难的问题,开发了一套流量闭环控制系统并应用于液氧供应系统中。为实现系统按预设目标流量进行输出,进行了四类试验:无控制试验、流量闭环控制试验、PID参数影响试验与流量阶跃调节试验,研究了贮箱压力、液氧温度、针锥位置、调节范围与PID参数等因素对液氧流量闭环控制特性的影响。结果表明,通过反馈实时测得的液氧质量流量,流量闭环控制系统控制可调文氏管节流面积变化,实现了液氧流量±1%的精准控制,解决了由于系统压力波动及液氧温度变化等原因导致的液氧流量供应不稳定的问题,并实现了液氧在5∶1流量变比内的精准阶跃调节。

关键词：液氧供应系统可调文氏管变流量流量闭环控制流量调节

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SST湍流模型的激波与可压缩效应改进

航空学报 2024年第3期45卷 91-104页

作者：汪洪波曾宇熊大鹏杨揖心孙明波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长沙410073

由于缺乏对某些重要流动特征的考虑,针对不可压流发展的标准SST湍流模型在描述超声速流场时存在明显的局限性。为改善SST模型在吸气式高超声速推进系统内流等复杂超声速流场中的预测精度,基于流动特征结构定向开展了激波和可压缩效应改... 详细信息

由于缺乏对某些重要流动特征的考虑,针对不可压流发展的标准SST湍流模型在描述超声速流场时存在明显的局限性。为改善SST模型在吸气式高超声速推进系统内流等复杂超声速流场中的预测精度,基于流动特征结构定向开展了激波和可压缩效应改进。通过激波/湍流边界层判别函数和可压缩效应判别函数定位标准SST模型参数或建模假设失效的区域,针对性地改进湍流模型。采用超声速平板边界层流动、超声速压缩拐角分离流动、超声速隔离段复杂激波串流动以及HIFiRE-2超声速内流等算例进行了测试,结果表明改进模型具有与标准SST模型一致的边界层预测能力,但显著提高了对激波干扰流动及逆压分离流的预测精度。

关键词： SST 湍流模型激波可压缩结构特征

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背压对气液针栓单元喷雾分布特性的影响

航空学报 2024年第2期45卷 63-76页

作者：李子光成鹏李清廉白晓曹鹏进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长沙410073

通过实验研究了径向孔型气液针栓单元在不同背压环境下的喷雾分布特性。搭建了可以提供0.1~6.0 MPa范围内的稳定背压并且具有多个光学测量窗口的常流式雾化实验系统,采用过滤水和干燥空气代替液氧和气甲烷进行了雾化实验。实验背压范围... 详细信息

通过实验研究了径向孔型气液针栓单元在不同背压环境下的喷雾分布特性。搭建了可以提供0.1~6.0 MPa范围内的稳定背压并且具有多个光学测量窗口的常流式雾化实验系统,采用过滤水和干燥空气代替液氧和气甲烷进行了雾化实验。实验背压范围为0.1~1.5 MPa。采用背景光成像技术获得了气液针栓单元的喷雾图像,通过图像处理研究了喷雾形态及其空间分布。结果表明:气液针栓单元在背压环境中形成的喷雾扇内部充实,液雾浓密;喷雾边界具有明显的“折转”特征。根据喷雾的浓密分布将喷雾场分为3个区域:喷雾核心区、喷雾边界区和稀疏喷雾区。背压与局部动量比对喷雾径向空间分布范围的影响相反,背压越小、局部动量比越大,喷雾半锥角越大,喷雾迎风面边界轮廓线包络范围越大。此外,相比喷雾半锥角,喷雾迎风面边界轮廓线可以较好地说明喷嘴近场喷雾空间分布范围变化。

关键词：液体火箭发动机气液针栓单元背压喷雾形态喷雾分布特性

基于代理模型的超燃冲压发动机燃烧室构型参数优化设计

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力学学报 2024年

作者：于江飞周子旋彭江鹏汤涛杨王锋杨揖心汪洪波国防科技大学空天科学学院高超声速技术实验室西北工业大学民航学院

针对传统超燃冲压发动机燃烧室构型设计中存在的计算周期长、试验成本高等问题,提出一种燃烧室的Kriging代理模型,并使用NSGA-II多目标优化算法以实现对超燃冲压发动机燃烧室构型参数高效的优化设计.通过测试,将应用Kriging代理模型的... 详细信息

针对传统超燃冲压发动机燃烧室构型设计中存在的计算周期长、试验成本高等问题,提出一种燃烧室的Kriging代理模型,并使用NSGA-II多目标优化算法以实现对超燃冲压发动机燃烧室构型参数高效的优化设计.通过测试,将应用Kriging代理模型的预测结果与CFD计算结果进行对比分析,验证了该代理模型能够较为快速并准确地预测代表燃烧室性能的推力和压力损失系数.以推力和压力损失系数为优化目标,基于NSGA-II多目标优化算法,通过该Kriging代理模型获得了Pareto最优解集;然后,采用灵敏度分析法对设计变量进行排序,成功识别出了显著影响燃烧室性能的关键构型参数;最后,基于控制变量法针对单个设计变量的变化对超燃冲压发动机燃烧室性能的影响进行研究,分析结果可以指导燃烧室的优化设计.本文研究结果可加速超燃冲压发动机燃烧室构型的优化设计,为其设计提供了一种新的思路和方法,为后续的相关研究提供了有价值的参考和借鉴.

关键词：超燃冲压发动机燃烧室 Kriging代理模型构型参数优化设计多目标优化 NSGA-II优化算法

喷注混合下冲压式爆震发动机起爆与传播模拟研究

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宇航学报 2024年第8期45卷 1225-1234页

作者：赵万东梁剑寒王鑫鑫姚轶智杨雄国防科技大学空天科学学院长沙410073 中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室北京100076

针对吸气式冲压爆震发动机的喷注混合、火焰加速、爆燃转爆震(DDT)、爆震传播等多物理过程,利用高分辨率数值模拟对其进行了详细研究。采用求解自适应网格加密方法下的Navier-Stokes方程,并考虑详细的11组分27步氢空气化学反应机理,得... 详细信息

针对吸气式冲压爆震发动机的喷注混合、火焰加速、爆燃转爆震(DDT)、爆震传播等多物理过程,利用高分辨率数值模拟对其进行了详细研究。采用求解自适应网格加密方法下的Navier-Stokes方程,并考虑详细的11组分27步氢空气化学反应机理,得到了在亚声速来流与喷注混合条件下的完整冲压式爆震发动机工作过程。为了快速实现DDT,光滑管中采用了多组横向对喷射流。结果表明:在考虑来流与喷注混合条件下,混合气的当量比分布极其不均匀;多组横向空气射流障碍物提高了混合物均匀性,同时促进了DDT的发生;在燃烧产物膨胀过程中,发现二次膨胀现象;在尾气膨胀与大气环境相互作用下,流场出现流动不稳定结构。此外,混合与吹除过程占据冲压式爆震发动机的大部分工作时间。

关键词：火箭发动机爆震发动机爆震燃烧火焰加速爆燃转爆震(DDT)