冲压发动机中的超音速燃烧

介绍了德国航空航天研究院在超燃冲压发动机方面开展的基本研究工作，介绍了试车台组成和进行的超音速燃烧试验以及采用的测量方法。     

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.     

日本的冲压发动机试车台简况和有关问题

介绍了日本Ｍａ＝４～８自由射流式冲压发动机试车台的工作范围及设备构成情况，对建台过程中遇到的试车台起动、加热器振荡燃烧、压力测量滞后、安全性等技术问题也做了介绍。     

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。     

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。     

超燃冲压发动机喷管性能的研究

使用Ｍａ＝２．５的高温气流测量了超燃冲压发动机喷管的推力，高达３１００Ｋ的总温通过燃烧一甲基肼（ＭＭＨ）和四氧化二氮（ＮＴＯ）获得。监测喷管壁压，以估算出喷管的压力，使用相同的喷管进行一组低温氮（Ｎ２）流实验。一种非粘性二维码可模拟低温氮流时的喷管性能。化学动力学计算还预测出了误差在３．６％以内的ＭＭＨ／ＮＴＯ实验结果。对超燃冲压发动机喷管内的动力损失、二维损失和摩擦损失进行了鉴定，还讨论了Ｈ２燃料发动机喷管性能的尺度效应。     

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.     

冲压发动机试车台加热燃烧残留杂质对发动机试验的影响

分析了超声速冲压发动机试验设备（RJTF）间接加热（S）及直接加热（V）方式气流所含残留原子团、游离基对发动机点火及燃料性能影响，同时又对比HIEST冲击波和加热方法产生残留原子团、游离基对发动机着火性能影响，气流中H2O对着火有抑制作用。OH原子团、游离基及O原子有促进着火作用。     

以冲压发动机或超音速燃烧冲压发动机为动力装置的高性能飞行器的设计模型

介绍一种机体与推进部件整体化的远程高速飞行器的设计步骤,它包括1)建立性能判据;2)改变发动机和机体参数使性能最佳;3)寻找一种结构方案,使其具有所要求的这些参数。还对超音速燃烧和亚音速燃烧冲压发动机性能进行了近似分析并与相应的机体参数结合考虑。提供计算示例说明如何将这种设计步骤用到以超音速燃烧冲压发动机为动力装置的、巡航马赫数为6的导弹的预先设计中。     

对日本超声速自由射流冲压发动机试验台的流场评析

分析了 Ma =4、 Ma =6、 Ma =8三种自由射流喷管出口流场情况 ,当设备采用直接燃烧加热器加热模拟空气时 ,Ma =6喷管出口温度场较差 ,总温分布高低差值为 80 K～ 180 K,而采用蓄热体热交换方式加热的其它喷管流场则相对好些 ,且蓄热体加热形式的喷管出口马赫数分布情况也均在允许范围内 ,可以满足超燃冲压发动机 (试验件 )燃烧状态试验及性能评价试验要求。     

冲压发动机不稳定燃烧机理

控制突扩型冲压发动机纵向不稳定燃烧具有十分重要的实际意义。燃烧室内火焰的几何形状对不稳定燃烧的频率和幅度都有很大影响,可利用这一点对不稳定燃烧进行控制。描述了在燃烧室内通过改变两个火焰稳定器的相对位置来获得不同的火焰形状的试验结果。不稳定性的重要机理是两个火焰稳定器的火焰峰周期性相交造成火焰表面积的周期性变化,并导致不稳定的热释放率,此不稳定热释放率还引起声振。通过调整火焰稳定器的相对位置,可改变火焰峰的相交汇合并控制不稳定性。     

超燃冲压发动机二维喷管的性能评估

介绍了日本航空宇宙技术研究所用高空性能试验设备对超燃冲压发动机喷管进行的研究。包括喷管试验方法、计算公式推导、计算机程序编制以及模拟化学非平衡高温空气和精确测量喷管推力的方法。通过试验得出重要结论。     

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4Ma进气道试验研究

在4Ma的风洞里对6个进气道模型进行了试验,测得了喉道处的壁压和总压,拍摄了纹影照片。这些模型的参变量是侧板后掠角、面积收缩率和外置形状,纹影照片表明,进气道内的激波形式与计算结果一致,流量系数和总压恢复系数都是50％～70％,存在着最大总压恢复系数条件下的最佳前缘后掠角和外罩长度。     

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Ma＝4燃烧、不起动过渡过程模拟试验(内流场观察)

为了增加推力，对超燃冲压发动机在RJTF试验台进行的Ma=4燃烧试验。用1／5缩尺模型进行内流场的模拟试验，从而研究进气道、隔离段及燃烧室、尾喷管内通道的流动特性，对发动机从弱燃烧到强燃烧及到不起动过程中的附面层分离的形成和发展做进一步的了解，以寻找改进内流动，提高发动机推力的有效方法。内流场的模拟试验采用尾部节流堵塞改变燃烧室压力的方式进行，尽管这种方法是简单有效的，但模拟马赫数范围受到限制，真正模拟到燃烧试验中的内流场情况，还有待进一步做工作。