超燃冲压发动机燃烧室内的煤油燃烧特性

为探讨超燃冲压发动机的稳定燃烧问题,以煤油作燃料,利用单独喷射煤油、两相喷射煤油与氮气和将煤油气化后喷射的三种喷射方法,研究了煤油在超燃冲压发动机燃烧室内的燃烧特性.最后,介绍了试验方法及其结果.     

超燃冲压发动机尾喷管流场研究

选取简化构型的超燃冲压发动机尾喷管,采用FLUENT软件对其流场进行数值模拟,并分析尾喷管流场,得到了该超燃冲压发动机尾喷管流场结构的特征.研究结果对超燃冲压发动机尾喷管的设计具有一定的参考价值.     

超燃冲压发动机技术

超燃冲压发动机是研究对应飞行马赫数大于6、以超声速燃烧为核心的冲压发动机技术。它的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。半个世纪以来，它的研究受到了美、俄、法等国的重视。目前，超燃冲压发动机技术已经开始进行飞行演示验征。21世纪，超燃冲压发动机技术必将得到较快发展和实际应用，必定会对未来的军事、政治、经济等产生深远影响。     

超燃冲压发动机凹腔流动特性

为准确预测超声速燃烧室凹腔结构内的流场流动情况,对凹腔流场进行冷态数值模拟研究。采用Fluent软件和SST k-ω湍流模型,分析6种纵深比情况下凹腔的流动特性,得到凹腔进口高度和不同的转捩模型对流动特性的影响。研究结果对定量认识凹腔流场、优化凹腔构型、设计效率高的火焰稳定器具有一定借鉴作用。     

超燃冲压发动机用液体正烷烃燃料的燃烧特性

从燃烧特性和对机体冷却的必要性等方面考虑,液氢是比较理想的可将机体加速到高超声速的燃料,但因其燃料箱太大,实际应用有困难。而采用航空燃料,其燃烧特性和冷却性能方面也存在问题。本研究采用单成分碳氢燃料在超燃冲压发动机燃烧室模型中进行了燃烧试验,以了解其基本燃烧特性为目的,对喷气燃料中含量多的正烷烃,按其含碳数从7到16分成5组进行了燃烧试验,比较了每种燃料的自发点火性和保焰性,介绍了试验方法及结果。     

超燃冲压发动机的混合和燃烧状态考察--从弱燃烧到强燃烧的转变过程

在超燃冲压发动机燃烧试验中现察到的弱燃烧与强燃烧都是边界层内的燃烧。实验证明从弱燃烧向强燃烧的过渡就是燃烧空中的发动机壁面边界层分离区的形成和该分离区内燃料／空气混合、燃烧的促进及其相互作用的过程。     

超燃冲压发动机燃烧室内的超声速纵涡流效应

实验研究了过去在非燃烧条件下研究的相互逆转的纵涡流。探讨了在向纵涡流内喷射燃料进行燃烧时纵涡流的形成过程以及促进混合／燃烧的效果。介绍了实验装置、实验结果及其分析。     

超燃冲压发动机燃烧室中的混合与燃烧

超音速燃烧冲压发动机在超音速飞行领域的高性能,近几年来正引起各国的普遍注意。本文在总结各国研究成果的基础上,着重就超燃冲压发动机最基本的,也是最重要的技术问题,即超音速燃烧中的混合与燃烧问题,通过各种实验进行了详细的分析研究。     

超燃冲压发动机燃烧室直连式实验研究

文中在超燃冲压发动机燃烧室直连式实验设备上,对超音速燃烧室模型进行（Ma=2．O）冷流实验研究,比较了不同的来流条件、不同的隔离段长高比和不同的燃烧室出口反压对燃烧室内部流场以及燃烧室隔离段的抗扰动能力的影响．并利用数值模拟的方法对燃烧室内部流场进行了模拟。研究结果表明：隔离段长高比增大,其容纳反压的能力相对增强;燃烧室出口堵塞导致的流场畸变越小．对燃烧室流场压力分布的影响越小。     

利用磁流体动力能量旁路的超燃冲压发动机性能

为开发未来高超声速飞行器用超燃冲压发动机,提出了不改变流路形状使气流减速的方法,即磁流体动力（MHD）能量旁路超燃冲压发动机方案。利用超燃冲压发动机的正常准一维数值计算探讨了磁流体动力能量旁路对发动机内流场及其性能的影响。介绍了计算方法、计算公式及其结果等。     

超音速气流中煤油蒸发与掺混特性研究

数值模拟了超燃冲压发动机模型燃烧室中煤油在空气中的蒸发与掺混特性,分别计算了煤油温度、煤油液滴直径、雾化角等射流参数的影响;结果表明：煤油温度越高,雾化颗粒直径越小,则颗粒蒸发成气相所需的时间越短,相应的浓度就越高,雾化角的变化对蒸发和掺混的效果不明显;模拟结果对超燃冲压发动机煤油雾化和掺混设计具有一定的指导意义.     

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。     

超燃冲压发动机二维进气道的遗传优化设计方法

基于一维分析方法和计算流体力学方法,提出了一种可以自适应搜索的遗传优化方法.选择总压恢复系数作为目标函数,进气道的增压比作为约束条件,对四楔角混合式二维进气道进行了优化设计.结果表明,该方法能够有效地降低计算成本,可以提升超燃冲压发动机进气道的设计水平,得到高性能的设计方案.     

Simulation of Aviation Kerosene Combustion in Dual-mode Scramjet Combustor

Supersonic combustion of aviation kerosene is investigated under the flight conditions of Mach number 5 and fuel-air equivalence ratio 0. 551. The trajectories of the fuel droplets and the heat/mass transfer between them are simulated by means of discrete phase model （DPM）. The k-ω model is chosen for turbulence closure and the non-premixed probability density function （PDF） approach is used to calculate the turbulence-chemistry interaction. The calculated wall static pressure and the total pressure loss coefficient are very close to the experiment results. The strut and cavity devices significantly increase the combustion efficiency.     

超燃燃烧室小支板三维尺寸数值优化

为进一步提高小支板后低动压喷射的掺混增强性能,利用数值模拟方法对不带前引导面的小支板几何尺寸进行数值优化,对比分析不同长宽高几何尺寸对混合效率、穿透深度与总压损失的影响,研究发现小支板宽度越大,射流近场穿透效果越好;小支板越高后方射流穿透深度越大,但同时也带来更大的总压损失;小支板长度对燃料空气掺混特性影响不大,小支板过短会增大燃烧室总压损失,过长会带来额外的冷却负担.     

两栖装甲车辆兴波阻力的计算及流场分析

为了研究兴波阻力对两栖车辆航速的影响,建立了某型两栖车辆兴波阻力的数学模型,应用连续源分布法计算了兴波阻力;根据车体外部流场结构和求解要求,采用非结构化网格与网格自适应技术实施区域离散化,运用计算流体动力学(CFD)求解了车辆周围流域的压力场,并进行了流场分析。算例和流场分析结果表明:这种兴波阻力的计算方法可用于排水型两栖车辆的最高航速预报和减阻提速的研究。     

基于LMI的超燃冲压发动机鲁棒PI控制器设计

首先将燃油供给系统作为超燃冲压发动机的主导动态,并假设燃油供给系统为惯性环节,构建了超燃冲压发动机推力闭环控制系统．然后基于LMI理论提出了一种单输入单输出系统PI控制器参数整定方法,并给出了该控制器存在的一个充分条件．最后基于该方法设计了超燃冲压发动机单点喷油推力闭环控制系统的PI控制器,仿真结果表明,该控制器具有良好的鲁棒性．     

支板构型对煤油/空气混合影响数值分析

为研究支板尾部结构对煤油/空气混合特性的影响,采用离散相模型对五种支板-凹腔构型的超燃燃烧室进行数值仿真,得到了对应煤油分布、涡结构和总压损失情况.结果表明,交错斜坡支板和交错楔形支板均能提高煤油组分混合效率,但也带来较大的阻力和总压损失;楔形块数少的支板更容易产生尺度大且能量大的流向涡,可有效扩展可燃混合区范围;楔形块数多的支板有利于促进近场的小尺度混合,但在远场的大尺度混合不占优势.