超燃冲压发动机燃烧室中双凹腔对引导氢分布的影响

为了研究超燃冲压发动机燃烧室中多个凹腔对气体燃料分布的影响,运用数值仿真的方法模拟了引导氢(氢气作为引导气体引燃煤油)的分布情况.从三个方面对仿真结果进行分析,首先对比了串联凹腔燃烧室和单凹腔燃烧室中的燃料分布,结果表明后凹腔的存在使得双凹腔燃烧室下游的氢气射流中心更偏向主流;其次比较了前后凹腔同一位置的燃料分布情况,结果表明前凹腔中氢气在展向方向分布更广,后凹腔中氢气在横向方向分布更宽;最后对比了并联凹腔燃烧室和单凹腔燃烧室内的燃料分布情况,结果表明并联凹腔对气体燃料的分布影响不大.     

煤油超音速燃烧的试验研究

在地面直连式试车台上,研究了煤油碳氢燃料超燃冲压发动机的点火燃烧性能。通过测量模型发动机壁面压力分布,比较了不同工况下的煤油点火燃烧性能。试验结果表明,在当量比为0.27～1.46的大范围内,煤油在超燃冲压模型发动机中能够成功点火,支板和凹腔对煤油在超声速气流中的点火及稳定燃烧有重要作用,少量氢气的喷入对煤油的点火燃烧有良好的促进作用。太厚的支板、过高的当量比、模型发动机第一级燃烧室加入燃料过多会使发动机壅塞,影响隔离段的正常工作,进而影响加热器喷管工作。     

利用OH-PLIF技术显示超声速燃烧的火焰结构

针对在来流马赫数为1.72的空气来流中横向喷注氢气发生超声速燃烧的流场,利用平面激光诱导氢氧基荧光(OH-PLIF)技术,对超燃燃烧室中三个不同的流向截面进行了二维成像测量。选择波长为283.553nm的染料激光倍频光作为激发光,可近似认为获得的OH基荧光信号强度与OH基的摩尔分数成正比。瞬态的OH基PLIF图像揭示了超声速燃烧火焰结构具有高度湍流特性,在凹腔内部存在稳定的燃烧区,为整个燃烧反应提供值班火焰,起到了促进和稳定超声速燃烧的作用。超燃火焰在沿流向传播的同时还沿径向传播,凹腔展向尺度增大时火焰沿流向的火焰区会有所减小。     

超燃冲压发动机燃烧室燃料喷注及其内流场的数值模拟

基于三维N-S方程,利用有限差分数值离散方法,对考虑了燃料喷注和凹腔结构综合影响的某超燃冲压发动机燃烧室模型的内流场进行了数值模拟,与实验流动图谱进行了定性比较,并进一步探讨了燃料喷注过程的非定常特性以及凹腔结构对流动的影响。研究表明:本文数值模拟的稳态时刻流场与实验流动图谱相似;数值结果捕捉到了横向喷注燃料沿下游运动并向凹腔扩散的非定常动态变化的规律。     

超声速燃烧火焰放热区结构CH-PLIF成像技术

超燃冲压发动机是吸气式高超声速飞行器的关键部件之一，超燃冲压发动机燃烧室内火焰结构的研究对揭示超声速燃烧的稳焰机理具有重要意义。利用平面激光诱导荧光（Planar Laser-Induced Fluorescence，PLIF）技术测量了超声速燃烧直连式试验台燃烧过程中重要自由基CH的二维分布，实现了超声速燃烧火焰放热区结构的可视化。在开敞空间的低速射流火焰炉中使用甲烷/空气预混火焰对CH-PLIF技术进行了初步验证和系统优化，再利用CH-PLIF技术在凹腔稳焰的超燃直连台上实现了超声速燃烧火焰放热区结构的二维可视化，并与OH-PLIF和CH自发辐射测量结果进行了对比。实验结果表明，在开敞空间的低速射流预混火焰中，火焰放热区会发生扭曲、褶皱和分裂等现象，随着雷诺数的增大，火焰锋面褶皱程度更加显著；在凹腔稳焰的超声速燃烧中，火焰放热区高度褶皱和破碎，放热区结构的厚度为0.5～6.5 mm，同时也存在放热区的分裂与剥离等现象。CH-PLIF技术能够以较高的空间分辨率更准确地呈现凹腔超声速火焰放热区的结构，其在凹腔稳焰的超声速燃烧诊断中具有重要的应用价值。     

侧壁激波诱导下凹腔燃烧室冷态流场实验观测

在单凹腔燃烧室中引入侧壁激波,为研究燃烧室内部流动特性,采用纳米粒子平面激光散射技术和粒子图像测速技术对全尺寸玻璃燃烧室模型进行流场观测,获得了冷态流场展向和法向的瞬态灰度图及平均速度场。实验结果表明:在远壁面区域,凹腔内部速度与密度都较低;引入侧壁激波后,近壁面区域凹腔与主流的质量与动量交换增强,速度与密度升高;受到侧壁激波影响,燃烧室底壁边界层不再均匀,凹腔中后部产生大规模低速区,具有明显三维特性。     

超声速流中凹腔交错布置流场研究

利用高速摄影仪和纹影仪,对超声速流中两凹腔火焰稳定器交错布置的流场结构进行了实验研究.结果表明,凹腔间相互作用主要体现为激波的相互作用,两凹腔间波系相互作用,使各自流场结构发生变化;两相同短凹腔或长凹腔交错布置,凹腔各自波系增强;短凹腔和长凹腔交错布置,各自波系都减弱.     

液氧/煤油推进剂液体火箭发动机循环动力平衡分析

本文对以液氧/煤油为推进剂的发生器循环和分级燃烧循环方案进行了分析,求出了各种循环方案的最大室压,给出了室压、推力、燃烧室混合比和喷管出口直径对发动机比冲和系统平衡参数的影响,并探讨了平衡参数对效率、涡轮压比和发生器(或预燃室)混合比等设许参数变化的敏感性     

高速气流条件下的喷嘴与火焰稳定器匹配特性研究

针对亚燃冲压发动机燃烧室内部流动特点,在二元稳定器气流试验装置中使用拍摄OH基自发光辐射的方法,研究了火焰稳定器与喷嘴以不同间距匹配情况下的燃烧特性,利用气液两相流模型数值仿真手段,分析了试验工况下燃油雾化液滴与稳定器后方油气比的分布情况.通过对比分析认为,高速气流条件下喷嘴与火焰稳定器间距变化对反应流场影响明显,喷-...     

气态煤油超声速燃烧简化化学反应模型

为探究超燃冲压发动机燃烧室中煤油燃料燃烧的化学动力学过程，综合采用敏感性分析方法与路径分析方法，针对RP-3航空煤油三组分替代燃料的详细反应模型进行简化，建立一种适用于超声速燃烧流场数值模拟的新型26组分89反应简化燃烧反应模型。采用该简化燃烧模型对RP-3航空煤油替代燃料的点火、燃烧特性进行数值模拟，并与详细反应模型结果和试验数据进行对比校验。此外，将该简化燃烧模型与超声速燃烧流场计算方法相结合，数值分析了典型超燃冲压发动机燃烧室流场内化学动力学特性。研究结果表明：新型简化燃烧反应模型在不影响数值模拟精度的前提下，有效减少了反应组分与反应方程个数，提高了超声速复杂燃烧流场的数值模拟效率，并且能够准确获得烯烃、炔烃等重要中间燃烧产物以及小分子活性基团的空间分布规律，给出更全面的流场信息。     

Effects of total pressures and equivalence ratios on kerosene/air rotating detonation engines using a paralleling CE/SE method

In this paper, the kerosene/air rotating detonation engines(RDE) are numerically investigated, and the emphasis is laid on the effects of total pressures and equivalence ratios on the operation characteristics of RDE including the initiation, instabilities, and propulsive performance. A hybrid MPI + OpenMP parallel computing model is applied and it is proved to be able to obtain a more effective parallel performance on high performance computing(HPC) systems. A series of cases with the total pressure of 1 MPa, 1.5 MPa, 2 MPa, and the equivalence ratio of 0.9, 1, 1.4 are simulated. On one hand, the total pressure shows a significant impact on the instabilities of rotating detonation waves. The instability phenomenon is observed in cases with low total pressure (1 MPa) and weakened with the increase of the total pressure. The total pressure has a small impact on the detonation wave velocity and the specific impulse. On the other hand, the equivalence ratio shows a negligible influence on the instabilities, while it affects the ignition process and accounts for the detonation velocity deficit. It is more difficult to initiate rotating detonation waves directly in the lean fuel operation condition. Little difference was observed in the thrust with different equivalence ratios of 0.9, 1, and 1.4. The highest specific impulse was obtained in the lean fuel cases, which is around 2700 s. The findings could provide insights into the understanding of the operation characteristics of kerosene/air RDE.     

喷注方式对双模态冲压发动机燃烧稳定性的影响

在模拟飞行马赫数Ma=4的直连式试验设备基础上,采用固定几何双模态冲压发动机燃烧室构型,使用液体煤油作为燃料,并用火炬式点火器点火,研究不同喷注方式下的火焰稳定性。试验研究表明:在加热器来流总温、总压较低的条件下,火焰稳定较难实现;煤油喷注方式对双模态冲压发动机燃烧室内燃烧稳定性影响很大。     

超燃冲压发动机燃烧室构型优化的试验研究

在直连式超燃冲压发动机试验系统上,通过调节超燃冲压发动机燃烧室壁面扩张角和燃料喷注位置,对燃烧室构型优化进行了试验研究。为了提高试验效率,燃烧室形面调节采用正交试验设计方法进行组织,每个形面进行5种喷注位置的试验,每次试验通过文氏管调节3个当量比的燃料流量。利用试验数据构造燃烧室性能关于构型参数的响应面模型,可用于燃烧室构型优化。通过两次渐进优化获得了性能更优的燃烧室构型,并根据试验数据分析了各构型参数对燃烧室性能的影响,结果表明:优化构型燃烧室的推力增益比基准构型增大了10.4%;燃烧室性能受各构型参数的强烈耦合影响。     

FY-2型发动机燃烧室计算模型

本文提出了一个液体火箭发动机双组元自燃推进剂高压燃烧过程的计算模型。模型考虑了偏二甲肼的分解反应、四氧化二氮的离解反应、高压蒸发、液滴二次雾化以及燃烧室横截面上混合比和流强分布的不均匀性。应用该模型对FY-2型发动机的三种喷注器结构的燃烧效率及能量释放分布进行了理论计算,计算结果与试车数据和现象相当吻合。     

Experimental research on the instability propagation characteristics of liquid kerosene rotating detonation wave

In order to study the instability propagation characteristics of the liquid kerosene rotating detonation wave (RDW), a series of experimental tests were carried out on the rotating detonation combustor (RDC) with air-heater. The fuel and oxidizer are room-temperature liquid kerosene and preheated oxygen-enriched air, respectively. The experimental tests keep the equivalence ratio of 0.81 and the oxygen mass fraction of 35% unchanged, and the total mass flow rate is maintained at about 1000 g/s, changing the total temperature of the oxygen-enriched air from 620 K to 860 K. Three different types of instability were observed in the experiments: temporal and spatial instability, mode transition and re-initiation. The interaction between RDW and supply plenum may be the main reason for the fluctuations of detonation wave velocity and pressure peaks with time. Moreover, the inconsistent mixing of fuel and oxidizer at different circumferential positions is related to RDW oscillate spatially. The phenomenon of single-double-single wave transition is analyzed. During the transition, the initial RDW weakens until disappears, and the compression wave strengthens until it becomes a new RDW and propagates steadily. The increased deflagration between the detonation products and the fresh gas layer caused by excessively high temperature is one of the reasons for the RDC quenching and re-initiation.     

数值模拟气液针栓式火箭发动机喷雾燃烧对声学激励的响应

为研究气液针栓式火箭发动机的声学振荡特性并为其优化设计提供指导,加工了具有矩形燃烧室的LOX/GCH₄针栓式发动机,采用Euler-Lagrange方法仿真横向速度扰动产生的声学响应,以期在热试前了解声学激励频率对非稳态喷雾燃烧过程的影响。仿真结果表明,采用的横向速度扰动能在燃烧室内产生同频率的一阶横向声学振荡响应。喷雾燃烧对声学激励的响应强弱受扰动频率与燃烧室一阶横向振荡模态固有频率的相对大小影响较大。当扰动频率与该固有频率相等时,压力和燃烧释热随速度扰动出现同相振荡,压力振荡幅值显著增高导致燃烧室前半段的喷雾和火焰同步摆动;同时,燃烧室内存在扩散燃烧变为预混燃烧的趋势,甲烷在更短的距离内燃烧完全且燃烧室温度趋于均匀。     

粉末燃料冲压发动机内镁粉尘云层流燃烧模型

对粉末燃料冲压发动机预燃室内镁粉尘云燃烧过程进行了研究,建立了镁粉尘云的一维层流预混燃烧模型。研究表明,镁粉尘云层流火焰传播很稳定,燃烧过程中火焰结构基本不变,燃烧区很薄,而预热区厚度约是燃烧区的2-3倍。粉尘云中镁颗粒的蒸发和气相镁与氧气的均相反应是产生火焰的直接原因,也是火焰得以传播的关键。预热区气相温度升高主要靠燃烧区气体的导热和扩散过来的气相镁与氧气反应释放热量,而预热区颗粒相温度升高主要靠气相对其对流传热。分析了各参数对粉尘云燃烧的影响,颗粒相对浓度对粉尘云燃烧的影响比较复杂,在浓度较低的情况下,增大颗粒相对浓度有利于粉尘云快速燃烧;而在浓度较高的情况下,增大颗粒相对浓度则不利于粉尘云快速燃烧。随颗粒粒径的增加,火焰传播速度减小,火焰温度升高,预热区厚度增大。火焰传播速度和火焰温度随粉尘云初温增加线性增长,预热区厚度随粉尘云初温增加抛物线增长。数值模拟与文献中试验结果的变化趋势相一致。