C/SiC复合材料主动冷却超燃冲压发动机燃烧室研究

超燃冲压发动机燃烧室（简称超燃室）使用燃料冷却复合材料部件,可减轻系统质量,降低结构复杂性,是开发工作到Ma=8的超燃冲压发动机关键技术之一。描述了AC3P计划、PTAH-SOCAR计划在开发主动冷却C／SiC复合材料结构超燃室方面所做的试验研究及有助于进行主动冷却分析的正-12烷热分解模型验证情况。     

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。     

超燃冲压发动机混合增强技术

选择性的回顾了超燃冲压发动机中用于增强燃料与氧化荆的混合效率以提高燃烧效率的各种方法,重点介绍了各种混合增强技术的原理和特点,深入分析了超燃冲压发动机燃料喷注系统的设计思路,以便更好的研究和应用各种混合增强技术。     

超燃冲压发动机新技术综述

超燃冲压发动机作为高超声速飞行器可用的动力系统方案之一,自概念提出以来,一直受到各军事强国的广泛关注,成为高超声速动力系统的研究热点.综述了目前超燃冲压发动机技术的研究情况,重点介绍了采用新技术的超燃冲压发动机的结构原理、关键技术以及技术发展现状.     

超燃冲压发动机飞行试验

近几十年,各国均投入了大量的人力物力进行超燃冲压发动机及相应飞行器的研究.根据各国已经成功进行的超燃冲压发动机项目,介绍了超燃冲压推进系统飞行试验的总体规划和试验方法,可以为将来的超燃冲压发动机飞行试验提供参考.     

超燃冲压发动机燃烧室流场数值分析研究综述

超燃冲压发动机燃烧室的设计,要保证燃料在有限空间、极短时间内,在复杂流动状态下完成掺混、燃烧等物理化学变化,使燃烧室正常工作,并且发动机性能损失较小,这是一项极具挑战性的工作。CFD可实现对燃烧室内的复杂湍流化学反应流动状态进行预测、分析和优化,是燃烧室的构型、点火及热防护设计的重要工具。介绍了超燃冲压发动机基本工作过程、在设计方面需要解决的关键问题及数值研究思路,概述了国外的数值研究现状。     

超燃冲压发动机控制技术研究进展

高超声速技术是世界航空领域的研究热点,而超燃冲压发动机是实现吸气式高超声速远程巡航飞行的首选推进系统。超燃冲压发动机的运行可靠性和经济性强烈依赖于控制系统,控制系统设计在发动机研制过程中占有重要地位。介绍了超燃冲压发动机控制技术发展情况,总结了超燃冲压发动机控制的关键技术。     

超燃冲压发动机的第一个40年

对近40年超声速燃烧冲压发动机（简称超燃冲压动机）技术的出现与成熟进行了综合的论述。根据对美国,俄罗斯,德国,日本,澳大利亚及其它国家已完成的或者正在进行的研究工作进行了论述,简单地叙述了超燃冲压发动机燃烧室研制的问题,鉴别了两种新出现的超燃冲压发动机的应用,即通向空间入口用碳氨燃料高速发动机和高超声速空射导弹用碳氢燃料发动机。     

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。     

超燃冲压发动机燃料喷注方案综述

针对超声速燃烧来流速度快、碳氢燃料的驻留时间极短的问题,介绍了物理斜坡、气动斜坡、支板、塔式结构、凹腔、横向喷流等燃料喷注与掺混技术的工作原理与研究进展,并对进一步的掺混增强技术提出了若干展望。     

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。     

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.     

弹用超燃冲压发动机关键技术及其实现途径

介绍了国外超燃冲压发动机进气道、燃烧室、尾喷管、超燃机理及喷咀技术等主要部件技术的理论研究与系统设计，并对其关键技术的突破及实现途径进行了讨论。     

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。     

几何结构对超燃冲压发动机气动性能的影响

在Ｍａ＝４、６、８飞行条件下进行了侧壁压缩型冲压发动机模型的试验。用一个简单模型研究了来流马赫数对气动性能的影响,实验结果表明,在Ｍａ＝６和Ｍａ＝８时压缩比不够高。为了提高压力比,在模型上附加了支柱、斜板等结构。结果表明,支柱可使某些区域的压力增高,但始终伴随着局部压力降低。对所试验的各种结构的气动系数进行研究后表明,采用这些结构改进使阻力系数增加１．３倍。应在适当位置用适当结构进行改进,同时还要考虑到燃烧的要求。     

利用可变马赫数喷管的超燃冲压发动机气动试验

为开发下一代带翼航天器用超燃冲压发动机,探讨了在低马赫教飞行中机体加速时的发动机气动特性,设计制造了可自由改变试验气流马赫教的风洞用二维喷管。该喷管与过去的可变马赫数喷管比较,结构体积小。性能高。使用简便。介绍了该喷管的设计方法和校正试验结果以及与现有喷管的性能比较。     

超燃冲压发动机煤油燃烧加热器设计中的流场计算

采用FLUENT软件模拟加热器掺混段三维流场,检验所设计的加热器出口流场是否达到预定的设计要求,计算结果表明加热器出口流场满足设计要求。