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基于等效热力过程的宽域冲压全流道性能设计方法

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航空学报 2024年第4期45卷 157-171页

作者：万冰陈军白菡尘中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室绵阳621000

为了开展宽域冲压发动机的全流道设计工作,将双模态冲压发动机等效热力过程分析方法拓展到全流道设计,建立了基于等效热力过程的宽域冲压全流道性能设计方法。将该方法应用于带几何可调进气道的宽域冲压发动机全流道方案设计,分析了进... 详细信息

为了开展宽域冲压发动机的全流道设计工作,将双模态冲压发动机等效热力过程分析方法拓展到全流道设计,建立了基于等效热力过程的宽域冲压全流道性能设计方法。将该方法应用于带几何可调进气道的宽域冲压发动机全流道方案设计,分析了进气道调节、燃烧室尺寸对发动机性能潜力的影响。研究结果表明:马赫数2.0~3.5范围,在比冲和流量2个因素之间,流量对发动机推力性能影响更大,所以在低速段应尽力增大进气道流量;与第2级转折角相比,第2级折转角对比冲和推力的影响权重更大,采用较小的2级折转角有利于提高性能;获得最优推力和比冲性能需要不同的进气道方案。在所研究的马赫数范围,燃烧室需用面积相差很大,飞行马赫数越低、需用面积越大。若以低马赫数的高推力要求为设计依据,需要付出横向尺寸的代价,意味着阻力和重量的增大;若以高马赫数的高推力要求为选择依据,需要在低马赫数时付出推力性能的代价,意味着加速时间和耗油量的增大。本文发展的方法可以快速筛选获得最优推力性能或比冲性能的全流道方案,为宽域高性能冲压发动机的全流道性能初步设计提供有力支撑。

关键词：等效热力过程宽域冲压几何可调进气道全流道设计方法参数化分析性能潜力

双模态冲压发动机：从宽域性能优化到模态设计

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航空学报 2024年第11期 91-112页

作者：陈军白菡尘万冰黎崎中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室

航班化航天运输系统的飞行包络宽、飞行任务复杂，要求其冲压发动机具有宽域、高效、推力可调节的运行能力，通过系统级性能优化实现宽域高性能，是双模态冲压发动机研究需要攻克的关键难题。本文回顾了双模态冲压发动机概念提出的背景... 详细信息

航班化航天运输系统的飞行包络宽、飞行任务复杂，要求其冲压发动机具有宽域、高效、推力可调节的运行能力，通过系统级性能优化实现宽域高性能，是双模态冲压发动机研究需要攻克的关键难题。本文回顾了双模态冲压发动机概念提出的背景与初衷、双模态运行机制认知以及双模态冲压发动机性能优化的探索历程，探讨了热力循环分析与宽域性能优化的关系，建议以实现飞行任务为目标，对双模态冲压发动机的运行模态进行设计，探索“基于设计”的宽域模态控制和受控模态转换技术。根据近年来发展的双模态冲压发动机等效热力过程理论，揭示了宽域性能优化若干条件，提出一个便于实现“受控模态转换”的多设计点固定几何燃烧室宽域运行方案设想。为实现宽域模态控制和受控模态转换技术，未来需建立两大能力，一是基于任务约束定量解决进发匹配以及飞发匹配矛盾、建立飞发一体化的“即时按需设计”能力，二是发展受控燃烧组织技术、建立燃烧系统“即时按需设计”的能力。

关键词：双模态冲压发动机性能优化宽域运行模态设计燃烧组织

基于丙酮示踪技术的超燃冲压发动机高温流场可视化研究

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实验流体力学 2024年

作者：王林森涂晓波周全车庆丰王宇航陈爽中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所中国空气动力研究与发展中心高超声速冲压发动机技术重点实验室北京流体动力科学研究中心

为进一步研究超燃冲压发动机接近实际工作状态时，不同支板结构对燃料/空气掺混效果的影响，本文在课题组前期的工作基础上，改进了部分试验系统，开展了热态试验环境下的丙酮PLIF测量和H2点火燃烧条件下的OH-PLIF测量，得到了多种工况... 详细信息

为进一步研究超燃冲压发动机接近实际工作状态时，不同支板结构对燃料/空气掺混效果的影响，本文在课题组前期的工作基础上，改进了部分试验系统，开展了热态试验环境下的丙酮PLIF测量和H2点火燃烧条件下的OH-PLIF测量，得到了多种工况条件下，多个横截面位置的丙酮PLIF和OH-PLIF荧光图像。结果表明：在热态试验环境下，4种支板的的丙酮PLIF信号比冷态试验结果整体上弱了许多，但EL1支板对燃料/空气的掺混效果与冷态试验结果保持一致(仍为最优)；在H2点火燃烧条件下，OH的生成数量和扩散区域反映出EL1支板对燃烧效率的提升作用更好，也从侧面证明了EL1支板为4种支板中效果最优的。

关键词：丙酮示踪超燃冲压发动机流场结构平面激光诱导荧光掺混效果

基于立方型气体状态方程的激波风洞准一维流动数值研究

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爆炸与冲击 2024年第2期44卷 99-115页

作者：张洲铭李贤朱雨建李祝飞龚红明罗喜胜中国科学技术大学近代力学系安徽合肥230027 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所四川绵阳621000 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四川绵阳621000 中国科学院力学研究所北京100190

采用基于立方型气体状态方程的准一维流动数值模拟方法研究了反射式高焓激波风洞的真实气体流动,重点关注了高压真实气体效应对风洞全场流动时空结构和驻室区气流参数的影响,并以理论分析揭示了高压真实气体效应对激波管内流动的作用机... 详细信息

采用基于立方型气体状态方程的准一维流动数值模拟方法研究了反射式高焓激波风洞的真实气体流动,重点关注了高压真实气体效应对风洞全场流动时空结构和驻室区气流参数的影响,并以理论分析揭示了高压真实气体效应对激波管内流动的作用机理。研究表明:对于以冷高压气体驱动的激波风洞,使用考虑分子体积和分子间作用力的真实气体状态方程能够更准确地描述气体的状态和风洞内的流动状况。高压真实气体效应主要在冷驱动气体中发生作用,其作用效果主要是使当地声速增大,从而使得入射稀疏波和反射稀疏波的传播速度加快;另一方面,高压气体效应在高温气体效应较显著的被驱动气体中作用微弱,且对激波管产生激波的强度和激波后的流动状态影响甚微。稀疏波的加快传播改变了激波管波系的相干时空关系。提前抵达的稀疏波可在一定情况下侵蚀激波风洞的有效试验时间。对于所测试的激波风洞构型,在150 MPa氢气驱动110 kPa氮气的工况下,高压效应导致的有效试验时间缩短约38%。适当加长驱动段长度和采用高温气体驱动均可有效减弱高压真实气体效应的影响。

关键词：激波风洞高压真实气体效应立方型气体状态方程准一维数值模拟有效试验时间

实时泄流控制对内转进气道起动性能影响试验研究

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气动研究与试验

气动研究与试验 2024年第3期2卷 87-95页

作者：杨大伟李一鸣张胜曲俐鹏余安远贺佳佳陈锐杰中国空气动力研究与发展中心、高超声速冲压发动机技术重点实验室四川绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心、空天技术研究所四川绵阳621000

本文采用高速阴影录像和沿程脉动压力测量技术,在常规冷流风洞试验中获得了某内转进气道马赫数Ma 5、迎角0°状态下的起动特性,并进行了实时泄流控制研究。试验结果显示,无泄流的进气道在节流度0.6下处于激波振荡状态,基准频率约为60Hz... 详细信息

本文采用高速阴影录像和沿程脉动压力测量技术,在常规冷流风洞试验中获得了某内转进气道马赫数Ma 5、迎角0°状态下的起动特性,并进行了实时泄流控制研究。试验结果显示,无泄流的进气道在节流度0.6下处于激波振荡状态,基准频率约为60Hz;节流撤销后,进气道未恢复起动,进气道此时不能自起动;泄流打开后,进气道起动,表明增加泄流控制的进气道具备自起动能力;泄流再关闭后,进气道依然保持起动状态,证明无泄流的进气道当前工况处于起动双解区内。研究表明,内转进气道无控制时的自起动问题比较严重,合理的泄流控制能够有效提高进气道的自起动能力,实时泄流控制可成为恢复进气道起动的一条有效途径。

关键词：内转进气道风洞试验起动特性实时泄流控制

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双气路内并联进气系统模态转换试验研究

气动研究与试验

气动研究与试验 2024年第3期2卷 69-80页

作者：母忠强杨顺华王铁军任虎游进谢松柏张弯洲罗佳茂北京流体动力科学研究中心北京100029 中国空气动力研究与发展中心、高超声速冲压发动机国防科技重点实验室四川绵阳621000

为了探究内并联进气系统模态转换过程中的分流板调节策略,利用地面试验研究方法,研究了Ma 3.5条件下双气路进气系统在典型分流板位置的流场干涉机制,获得了高低速气路总体性能和流场变化规律。研究结果表明,分流板高度变化影响高低速气... 详细信息

为了探究内并联进气系统模态转换过程中的分流板调节策略,利用地面试验研究方法,研究了Ma 3.5条件下双气路进气系统在典型分流板位置的流场干涉机制,获得了高低速气路总体性能和流场变化规律。研究结果表明,分流板高度变化影响高低速气路总体性能和抗反压能力,同时由于流量重新分配,下游动力系统的工作状态需要匹配调节;分流板调节对高速气路性能影响更显著,随着高速气路逐渐关闭,受激波强度变化影响,高速气路总压恢复系数会经历迅速下降再缓慢上升的过程;当出口反压比超过临界值,激波系会在分流板前缘和唇口之间以低频大振幅和高频小振幅相结合的方式往复运动,该非定常效应导致流场和总体性能不稳定,模态转换过程中应避免该情况发生。

关键词：组合发动机双气路进气系统模态转换分流板地面试验系统

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污染组分对超燃冲压发动机工作特性影响研究

航空学报 2024年

作者：时文乐嘉陵田野中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所

超燃冲压发动机内流动及燃烧特性得到了持续和广泛的重视及研究，相关试验研究工作大多依赖于燃烧加热风洞地面试验设备，酒精、氢气、煤油等燃料的燃烧可加热试验气体并达到设计点，通过补氧的方式保证氧气的摩尔分数，燃料的燃烧必然... 详细信息

超燃冲压发动机内流动及燃烧特性得到了持续和广泛的重视及研究，相关试验研究工作大多依赖于燃烧加热风洞地面试验设备，酒精、氢气、煤油等燃料的燃烧可加热试验气体并达到设计点，通过补氧的方式保证氧气的摩尔分数，燃料的燃烧必然会引入多种污染组分。燃烧加热器内污染组分的存在使得地面试验结果偏离真实飞行条件所得结果，污染效应则已成为提高地面试验结果外推准确性所亟待研究的问题。本文针对污染组分对超燃冲压发动机点火特性、性能、燃烧模态转换的影响、污染空气来流参数匹配方案及污染效应修正这五个方面进行了系统的综述，梳理了污染效应的研究进展。

关键词：超燃冲压污染组分点火特性燃烧模态转换参数匹配方案污染效应修正

煤油粒径对两相斜爆震结构稳定性影响的数值研究

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推进技术 2024年

作者：蔡可怡林志勇姚俊宇黄夕轩刘彧中山大学航空航天学院中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所

斜爆震发动机是飞行马赫数8以上的高超声速飞行器的理想动力系统之一。随着飞行马赫数降低，斜爆震波点火延迟时间延长，驻定范围减小。然而在低飞行马赫数附近斜爆震波仍存在稳定工作的区间。本文以一定预蒸发条件的煤油作为燃料，针... 详细信息

斜爆震发动机是飞行马赫数8以上的高超声速飞行器的理想动力系统之一。随着飞行马赫数降低，斜爆震波点火延迟时间延长，驻定范围减小。然而在低飞行马赫数附近斜爆震波仍存在稳定工作的区间。本文以一定预蒸发条件的煤油作为燃料，针对近速域下限马赫数6.5的气液两相煤油燃料的斜爆震波进行数值模拟，研究初始液滴直径对斜爆震结构稳定性的影响。研究结果表明：在相同的燃料总当量比下，两相煤油燃料中液相燃料蒸发吸热，化学反应速率减缓，斜爆震波从含有多处三波点和横波的活跃状态逐渐过渡为平整状态，斜爆震波结构稳定性提高。随着燃料液滴粒径的增大，燃料蒸发效率降低，起爆距离变长，斜爆震波后温度和压力下降，斜爆震波强度减弱。不同粒径下气液两相斜爆震波后燃料能量释放呈现出两种状态，粒径在10 μm内时为二次燃烧状态，粒径在25μm以上时为单次燃烧状态。

关键词：斜爆震发动机斜爆震结构气液两相燃烧液滴粒径稳定性数值模拟

高马赫数激波作用下单模界面的Richtmyer-Meshkov不稳定性数值模拟

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爆炸与冲击 2024年

作者：高士清邹立勇唐久棚李季林健宇中国工程物理研究院流体物理研究所冲击波物理与爆轰物理全国重点实验室中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所

Richtmyer-Meshkov(RM)不稳定性现象存在于惯性约束核聚变、超新星爆发以及超燃冲压发动机等问题中。目前，低马赫数激波冲击下单模界面RM不稳定性现象已有大量的研究，但高马赫数激波冲击下的单模界面RM不稳定性现象缺乏足够的认识，... 详细信息

Richtmyer-Meshkov(RM)不稳定性现象存在于惯性约束核聚变、超新星爆发以及超燃冲压发动机等问题中。目前，低马赫数激波冲击下单模界面RM不稳定性现象已有大量的研究，但高马赫数激波冲击下的单模界面RM不稳定性现象缺乏足够的认识，特别是高马赫数激波带来的热化学非平衡效应的影响并不明确。本研究采用基于有限体积方法的二维高温非平衡流动程序，利用自适应非结构网格模拟了空气中高马赫数激波冲击两侧温度不同的单模界面导致的RM不稳定性现象。研究涵盖了轻/重界面和重/轻界面两种情况，涉及的激波马赫数范围分别为6～9和9～11。本研究对比了冻结流、热非平衡流和热化学非平衡流三种气体模式下的流场演化过程，揭示了扰动增长和增长率的变化规律。通过对比扰动增长的线性理论和非线性理论，分析了初始激波马赫数和初始扰动尺度的变化对RM不稳定性的影响，同时讨论了涡量场分布和环量的演化规律。研究发现，与冻结流相比，热化学非平衡流中透射激波、反射波及界面速度明显不同，扰动振幅增长率峰值降低，界面增长率脉动减弱，界面不稳定性增长速度变慢。通过对比多种理论模型和本文的数值模拟结果，我们发现ZS模型相对于其他模型更适用于高马赫数激波作用下的单模界面RM 不稳定性问题。对涡量场的研究发现，有两个较强的涡量生成区域，一个位于界面上，另一个位于透射激波波后，这同低马赫数下涡量主要在界面上生成的结论显著不同。此外，对环量的研究发现，热化学非平衡流中环量的幅值大小低于冻结流中的结果，这与热化学非平衡流中扰动的增长低于冻结流的结论对应。本文的研究结果揭示了热化学非平衡流中单模界面RM不稳定性的演化规律，补充了对高马赫数激波冲击下单模界面RM不稳定性的认识。

关键词： Richtmyer-Meshkov不稳定性高马赫数激波高温非平衡效应