超燃冲压发动机燃烧室准一维建模与分析

为了研究超燃冲压发动机燃烧室内气流变化规律,通过影响系数法,建立了超燃冲压发动机的准一维模型,该模型考虑了燃料质量添加、壁面传热、截面变化、壁面摩擦等影响因素,同时给出了燃烧室3种模态转换的边界条件。以单模块超燃冲压发动机为研究对象,仿真分析了超燃无激波模态和超燃斜激波模态下燃油当量比、攻角等参数对燃烧室气流参数的影响,结果表明,气流马赫数随当量比的增大、攻角的增大而减小。所建立的模型可为超燃冲压发动机总体设计及性能分析提供一种快速分析的手段。     

激波聚焦起爆脉冲爆震发动机性能分析

为研究激波起爆脉冲爆震发动机的性能,建立了其性能计算的简化模型和计算方法,计算分析了共振腔直径为90 mm时,推力、耗油率等主要性能参数随共振腔进口气流参数条件及飞行条件的变化.计算结果表明,随着共振腔进口气流总压的升高,发动机推力增大,耗油率降低,而随着进口气流总温的升高,发动机推力减小,耗油率降低;随着飞行马赫数的增大,发动机的推力和耗油率增大,而随着飞行高度的升高,发动机的推力和耗油率减小.     

固体燃料冲压发动机燃烧室燃烧特性数值模拟

采用12组分、17个化学反应的模型和二阶矩湍流燃烧模型,通过计算药柱表面热传导率,得到了燃面退移速率,对固体燃料冲压发动机燃烧室内部的燃烧流动进行了数值模拟,分析了空气流量、空气总温和入口直径对燃烧室温度分布、C4H6分布和燃面退移速率的影响.分析表明,减小空气入口直径、增加空气流量和总温都会使燃面退移速率增加.     

固体燃料冲压发动机推进系统性能数字模拟

介绍了模拟零攻角时固体燃料冲压发动机导弹超音速飞行的计算机程序。该程序利用实验阻力数据计算射程和飞行速度与时间的关系，先计算气流经过锥形附体激波后的变化。在此激波下游，超音速气流进入进气道，穿过正激波到达燃烧室。在燃烧室中，借壁蒸发作用加入燃料。假设燃烧产物达到化学平衡，同时假设在燃烧室每个横截面都反应充分。燃烧室化学反应使其流体总温、马赫数的总压产生变化。流体离开燃烧室经节流喷管而存在，根据几何参数确定所完成的行程     

超燃冲压发动机尾喷管性能数值模拟研究

尾喷管是超燃冲压发动机产生推力的一个重要部件。文中以NASA单膨胀斜面喷管试验为参考,利用计算流体力学软件Fluent,采用RNG k-ε湍流模型,对尾喷管流场进行了数值模拟,研究了入口气流状态参数(比热比、静压比、马赫数、温度)对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响,初步给出了尾喷管内流场特征以及性能随不同入口气流状态参数变化规律,为超燃冲压发动机尾喷管与燃烧室一体化设计提供一定理论参考。     

大长径比固体发动机侵蚀燃烧影响研究

针对大长径比固体发动机可能出现的侵蚀燃烧现象,通过燃烧室一维准定常流场计算,获得了以流速和压强为参数的侵蚀燃烧规律,建立了轴向各部位侵蚀比函数,采用分步燃面退移数值方法,模拟了药柱燃面退移过程,实现了发动机侵蚀燃烧条件下的内弹道精确预示。研究结果表明:大长径比发动机药柱中孔气流流速沿轴向逐渐增大,静压逐渐减小;工作初始阶段会出现侵蚀燃烧,且越靠近出口侵蚀效应越明显,随着药柱退移,各部位侵蚀效应逐渐减弱;燃面曲线和压强曲线会出现前高后低的趋势,与实测结果吻合。     

固体燃料冲压发动机燃烧室内流场数值模拟

为研究突扩台阶高度、尺寸缩放及燃料长度对固体燃料冲压发动机燃面退移速率及火焰稳定性能的影响,以聚乙烯为燃料,对固体燃料冲压发动机燃烧室内流场进行了数值模拟研究。结果表明:随着突扩台阶高度的不断增大,燃料通道内的湍流动能逐渐增大,燃料的燃面退移速率、补燃室温度及压力逐渐增大;在保证空气质量通量及总温相同、几何相似的条件下,随着尺寸的不断减小,燃料壁面附近的温度梯度及有效导热系数不断增大,使燃料的燃面退移速率逐渐增大,富氧程度降低,补燃室压力增大,回流区内燃料汽化的吸热速率占该区域内化学反应的总放热速率的比例不断升高,发动机火焰稳定性能降低;在保证其他参数相同时,在增大燃料长度,同时不改变燃料通道内相同轴向位置处的流场温度、燃料燃面退移速率及组分分布的情况下,燃料长度越长,固体燃料的平均燃面退移速率越小,补燃室温度及压力越高。     

基于特征线的脉冲爆震发动机推进性能分析

为了准确分析汽油/空气脉冲爆震发动机(PDE)的推进性能,根据x-t平面上带喷管的PDE传播模型,考虑了进气道、主爆震燃烧室和喷管对PDE性能的贡献,利用特征线法给出了一种PDE性能的计算方法.通过研究飞行马赫数和发动机结构参数对推进性能的影响,得出了不同飞行马赫数下,PDE性能的变化趋势;发动机性能与PDE结构参数存在定量关系.研究结果对PDE结构参数设计和性能优化提供了依据.     

固体冲压发动机的燃烧特性

为提高固体冲压发动机的飞行性能,提出一种新型管道式固体冲压发动机(DSFR)方案,由预燃室和冲压燃烧室组成。因为在预燃室与冲压燃烧室之间不节流,预燃室内的固体燃料在与吸入冲压燃烧室的压缩空气同样的压力下燃烧。飞行性能计算结果证明,飞行距离随飞行高度的增加而大幅度增加。为有效利用新型固体冲压发动机,必须采用压力指数为1的固体燃料。     

入口燃气参数对驻涡燃烧室性能的影响

为了研究入口燃气参数对含导流片及钝体的驻涡燃烧室性能的影响,改变不同进口温度、进口速度以及当量比等,对驻涡燃烧室进行了数值模拟。结果表明:较高的进口温度以及较低的进口速度都能有效的降低燃烧室总压损失,当量比的改变对总压损失影响不大;燃烧室在贫油条件下的燃烧效率要比富油条件下的要高,当量比小于或等于1时,燃烧室的燃烧效率能达到99.8%;入口参数的改变对出口温度分布都有所影响,OTDF的值大体在0.06~0.1之间。     

双燃烧室冲压发动机富油燃气超声速燃烧数值模拟

文中对双燃烧室冲压发动机主燃室中富油燃气超声速燃烧进行了数值模拟。在模拟飞行马赫数6情况下，研究了亚燃室出口燃气马赫数、压力及燃气与超燃进气道出口热空气的压力匹配程度等多种因素对流场的影响。结果表明．保持热空气马赫数不变，燃气马赫数越低。混合层增长越快；燃烧促进了混合层增长，燃气马赫数较高时．燃烧对混合层增长的促进作用受到抑制；来流压力不匹配程度越大，流场波系越强．混合层和激波相互作用后偏折越厉害；燃气／空气压力比小于1时，混合层和燃烧释热区均有所增大。     

超声速二元进气道吸除装置工程设计方法探索

针对一种起动马赫数Ma=2.0、设计马赫数Ma=3.0的超声速进气道,首先结合等激波强度和数值模拟的方法,分析了进气道各几何参数间的相互制约关系并设计了一种性能较优的传统构型。在此基础上,分析了不同边界层吸除装置对进气道性能的影响。结果表明,恰当的选择吸除装置和吸除流量,可明显增强进气道能够承受的最大反压并改善进气道在起动马赫数和设计马赫数下的总压恢复系数。探索了吸除装置合理的设计方法,可为工程设计提供一定的理论支撑。     

基于飞参数据的总温传感器故障诊断方法研究

为有效测量飞机的飞行速度,对用于飞行真空速解算的热力测量法和压力测量法进行研究.结合飞参系统记录的气压高度、指示空速、马赫数和总温参数与真空速之间的关系,通过最小二乘支持向量回归(least squares support vector regression,LS-SVR)方法来拟合真空速并进行残差对比,根据最小二乘支持向量回归方法的特点,可解算出不同时刻的真空速.结果表明:LS-SVR拟合精度高,泛化能力强,可有效地对总温传感器性能漂移和故障进行性能监测与诊断,具有应用推广价值.     

高超声速二维进气道多目标优化

从方案论证角度,对高超声速进气道的多目标优化问题进行了分析,对马赫数6的单点工作的进气道提出了以总压恢复系数和进气道喉道马赫数为优化目标,以流量系数为约束条件,对马赫数4.5－6工作的进气道提出了以马赫数6状态的总压恢复系数和喉道马赫数为优化目标,以马赫数6状态的流量系数、马赫数4.5状态的流量系数以及马赫数4.5状态的喉道马赫数为约束条件。同时,给出了一种二维进气道参数化方法和性能计算方法。在此基础上,采用遗传算法进行优化,获得了二维进气道的多目标优化结果,结果表明采用本文方法对高超声速二维进气道进行优化设计是切实可行的。     

固体燃料超燃冲压发动机燃烧室的数值仿真

基于一种固体燃料超燃冲压实验发动机的实验数据,使用数值模拟软件分别对超燃冲压发动机燃烧室的初始状态以及启动后的燃烧流动进行数值模拟。采用用户自定义函数方式给定PMMA燃料进口边界。数值模拟结果显示:燃烧室流场特性分布符合理论分析;燃烧室固体燃料壁面的燃料退移速率与实验数据有一定差异,但是整个燃面沿轴向的燃速分布规律与实验值近似;沿轴向的燃面附近的压力分布与实验结果较为吻合。研究结果表明:该数值计算模型较为合理,对固体燃料超燃冲压发动机的理论研究具有一定参考价值。     

扰流片对驻涡燃烧室性能影响的研究

为了研究含扰流片的驻涡燃烧室燃烧及内部流动性能,对不同扰流片的个数和进口速度的燃烧室的燃烧情况进行数值模拟,分析燃烧室燃烧时的流场分布、温度分布、总压损失以及燃烧效率。结果表明：扰流片能够增强燃气的掺混和热交换,可以极大的提高燃烧室的燃烧效率（最高可达99．99％）,改善出口温度分布;随着扰流片个数和入口速度的增加,总压损失和燃烧效率都逐渐增大;当扰流片为四个时,燃烧室流场稳定,燃烧效率高且温度分布均匀。     

旁侧四超声速进气道弹体内外流一体化数值研究

以数值模拟为主要手段,通过求解雷诺时均方程,分别对弹体外流场的流动特性以及四个二元旁侧超声速进气道与弹体、燃烧室一体化内外流动特性进行了计算研究.通过对典型飞行状态的计算,获得了进气道的总压恢复系数、流量系数随马赫数的变化关系以及随攻角的变化关系.对计算结果和部分试验结果进行了比较,获得的进气道总压恢复系数和试验值较为接近,计算流量系数稍高于试验值.进气道速度特性、攻角特性与试验变化基本一致,规律性明显.     

环形燃烧室中凹腔对C2H4/Air旋转爆轰流场影响的数值模拟

为研究环形燃烧室中凹腔对旋转爆轰流场的影响,通过在开源计算流体动力学软件OpenFOAM框架内求解Navier-Stokes方程,对C₂H₄/Air旋转爆轰燃烧室（RDC）进行三维数值模拟研究。保持进气总压为0.6 MPa,分别在总温300 K、600 K和800 K条件下对比同轴圆环形和凹腔基环形两种构型RDC的主要流场特征,研究凹腔对旋转爆轰波传播特性的影响,定量分析不同热释放速率下消耗的燃料占比,对比了不同热释放速率下消耗的燃料比例。结果表明：对于凹腔基环形RDC,在凹腔内存在回流区,导致在凹腔上游流速缓慢,但在凹腔收缩段流动明显加速,RDC出口的面平均马赫数大于与之对应的同轴圆环形RDC;受燃料向RDC出口和凹腔内壁方向侧向膨胀的影响,相对于同轴圆环形RDC,爆轰波在凹腔基环形RDC中传播时具有更高的速度亏损;部分新鲜燃料与燃烧产物在凹腔内混合,提高了爆轰波波前反应物的温度;在相同进气条件下,同轴圆环形RDC以爆轰形式消耗的燃料占比更多。所得研究结果对RDC的结构设计和优化具有一定的指导意义。     

PMMA在固体燃料冲压发动机中燃烧特性的实验研究

为研究聚甲基丙烯酸甲脂(PMMA)在固体燃料冲压发动机（SFRJ）中的燃烧特性,开展了不同装药通道直径、补燃室压强、来流空气质量流率等工况下的SFRJ直连式实验研究。成功获得了不同工况下压强、温度的变化规律、燃面平均退移速率、局部燃面退移速率。实验结果表明：装药通道直径增大,燃面平均退移速率降低,但补燃室压强和温度随之增大;在低压（＜0.8 MPa）条件下,补燃室压强越低,燃面平均退移速率、补燃室温度均随之降低,但影响是有限的。同时,当装药通道直径较小(Dp<=30 mm)时,首次发现了SFRJ的侵蚀效应现象。