激波入射位置对壁面燃料喷射区的燃烧与流场的影响

为解决超燃冲压发动机超声速流中的燃烧控制问题, 通过试验和数值分析探讨了在超声速流中的壁面燃料喷射区射入斜激波, 其位置对流场结构和对燃料氢喷流燃烧区的影响.     

缝隙喷射的喷射角对二维超声速混合流场的影响

在很短时间(约1 ms)内使燃料与主流空气进行混合燃烧,以及控制总压损失问题,是开发超燃冲压发动机的重要课题之一.作为燃料喷射装置,提出了从燃烧室壁面设定的缝隙喷射燃料的方法.介绍了试验装置、试验方法和数值计算方法及其结果与分析等.     

实验气体污染对超音速燃烧性能影响的数值模拟研究

为了评估燃烧加热器污染组分对超燃冲压发动机燃烧室燃烧性能的影响,采用CFD软件分别对纯净空气和污染空气来流条件下的燃烧室流场进行了数值模拟。对数值模拟方法进行了实验验证,数值模拟值与实验值吻合较好。数值模拟结果表明:实验气体中含H2O和CO2时,燃烧室壁面压力和燃烧效率降低;煤油燃烧加热器产生的污染组分对燃烧性能的影响小于氢氧燃烧加热器,采用煤油燃烧加热器的结果更接近纯净空气。     

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.     

超燃冲压发动机的三分力测量(二)--外部流与边界层吸入的影响

利用冲压发动机试验设备的1／5缩比小型风洞和发动机模型测量了矩形截面超燃冲压发动机的三个分力,即推力、升力和俯仰力矩。探讨了在Ma=4条件下外部流对三个分力的影响。对Ma=6条件下取得的测量值与根据壁压分布的估算值进行了比较,探讨了修正外部流影响的方法。介绍了试验方法与结果。     

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。     

爆震驱动式激波风洞对向后台阶周围流场的试验研究

在大力开展超燃冲压发动机研究时,需要在实验室里制造高焓流,发展超燃冲压发动机技术,要在极短气流流动时间里获得超声速流场内的稳定燃烧,吸入的空气同燃料喷入超声速流场的混合过程是最重要的问题之一。超燃冲压发动机内部流动是高焓流,因此,需要实验设备产生高焓流场。研究中,可以建造爆震驱动型激波风洞,来制造高焓流。为了得到“泰勒”条件,首先要研究该设备的性能。然后,把装有向后台阶的超燃燃烧室模型安装在实验段中,用彩色纹影技术演示流场。改变向后台阶的高度和喷射压力,可以研究燃料喷入到台阶后面的气流中台阶对空气和燃料混合特性的影响,纹影照片和压力变化显示台阶后燃料已着火,而且台阶高度是超声速流场中影响燃料着火的主要因素。     

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。     

不同入口空气流量对冲压发动机二次燃烧的影响

采用涡团耗散模型和化学动力学控制的碳粒子燃烧模型对中心进气固体火箭冲压发动机反应流场进行数值计算,分析了不同入口空气流量对冲压发动机二次燃烧的影响,并与试验结果进行比较。研究结果表明：随着入口空气流量的增加,补燃室尾部压强升高,燃烧效率增加,而补燃室尾部温度降低。     

进气形式对冲压发动机二次燃烧的影响

为增强冲压发动机补燃室内燃料与空气的掺混效果,提高二次燃烧效率,采用RNGk-ε湍流模型和单步快速化学反应,通过非结构网格上的SIMPLE算法,对不同进气形式的冲压发动机二次燃烧流场进行了数值模拟,获得了流场参数分布。研究表明采用一次进气方式和增加两进气道间夹角的方法均可增强燃料与空气在补燃室内的掺混效果,二次进气方式有利于补燃室的热防护。研究结果为冲压发动机的设计提供了一定参考。     

美新任国防研究与工程现代化局局长对高超声速技术发展的影响分析

围绕美国高超声速技术领域顶级专家马克·刘易斯出任国防研究与工程现代化局局长一事,梳理了马克·刘易斯的基本履历和主要科研经历.提炼了刘易斯关于美国高超声速技术发展的主要观点.总结了刘易斯当前对美国高超声速技术过去、现在和未来的全面思考和最新主张,并就刘易斯上任后对美国高超声速技术发展走向的影响进行了研判.     

美欧加紧对高超声速技术的研究

高超声速技术是目前倍受各国关注的技术领域 ,近年来 ,美国、法国、德国及俄罗斯先后开展了该技术领域的研究 ,并取得了初步成果。介绍上述各国已经进行或正在启动的高超声速导弹和高超声速技术研究计划 ,以及这些计划的试验进展情况。     

宽高比对超燃冲压发动机尾喷管的性能影响研究

三维后体尾喷管是超燃冲压发动机产生推力的关键部件。文中在优化设计后的二维后体尾喷管基础上,采用计算流体力学软件Fluent,对不同宽高比的三维尾喷管内流场进行了数值模拟,研究了宽高比对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响。结果表明:随着宽高比的增大,尾喷管的轴向推力系数、推力矢量角都有比较明显的增大,综合考虑,建议设计喷管时选择宽高比H≤5。     

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．     

进气道外罩长度对隔离段性能的影响数值模拟

文中采用TVD二阶迎风格式,k-ωSST双方程湍流模型,对二元混压式高超声速进气道/隔离段粘性流场进行了数值模拟,并分析了出口反压及不同进气道外罩长度对隔离段流场和性能的影响,结果表明隔离段进口的进气畸变越小,隔离段容纳反压的能力越大.     

多次点火对固体燃料冲压发动机燃烧的影响

此项实验研究在于了解多次点火对固体燃料冲压发动机燃烧效率和燃料性能的影响，研究对象分别为纯ＨＴＰＢ固体燃料和金属化Ｂ４Ｃ／ＨＴＰＢ固体燃料。试验中采用差分扫描量热法分析了对燃料性能的影响。其中燃料药柱的热性能和机械性能没受到影响，燃烧效率略有增加。     

低压下蒸发式稳定器结构对燃烧效率的影响

在低压条件,对蒸发式稳定器结构进行了优化,对不同方案开展了冷、热态流场三维数值研究,分析了稳定器后方冷态流场、燃油浓度场和热态流场、温度场特点。分析认为,在原蒸发式稳定器基础上,通过增大稳定器一次风进气量和U型蒸发管的长度,可以促进油气的掺混,增大回流区范围,同时采用断续进气,并将蒸发管出气孔与二次风夹角由90°减小到37.5°,可以进一步强化回流效果。最终得到的稳定器模型可以在0.08 MPa的压力条件下,将原稳定器燃烧效率由0.820提高到0.977。     

固体燃料冲压发动机旁路进气对硼粒子燃烧的影响

本研究报告论述了固体燃料冲压(SFRJ)发动机单个硼粒子燃烧特性的理论预测。研究表明在,主燃烧室中硼粒子不能完全燃烧。为了得到较高的燃烧效率,对使用旁路进气的补燃室方案做了试验。结果表明在,0.5m长的补燃室中,大部分的硼粒子都能完全燃烧。     

补燃室头部距离对固冲发动机二次燃烧的影响

补燃室头部距离是影响固体火箭冲压发动机二次燃烧效率的关键参数,采用数值模拟的方法研究分析了该参数对固体火箭冲压发动机二次燃烧效率的影响,数值结果与同等条件下实验结果的对比分析表明：补燃室头部距离的增大,可增大头部的漩涡区,从而使固相颗粒在补燃室头部的驻留时间得以延长,这对固相颗粒的点火燃烧十分有利,但对提高整个补燃室掺混燃烧效率的作用有限,因此补燃室长度一定的情况下,存在一个最佳的头部距离。