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壁面冷却条件下入射斜爆震波/平板边界层干扰特性 被引量：3
1
作者 仝晓通 王煜沣 陈正 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第9期115-126,I0002,共13页
斜爆震发动机燃烧室壁面热流量高,需进行热防护设计。已有研究大多考虑绝热壁面,壁面冷却对燃烧与流动的影响尚不清晰。本文针对简化收缩通道,通过二维数值模拟研究了绝热和等温壁面条件下的入射斜爆震波/平板边界层干扰特性。结果表明... 斜爆震发动机燃烧室壁面热流量高,需进行热防护设计。已有研究大多考虑绝热壁面,壁面冷却对燃烧与流动的影响尚不清晰。本文针对简化收缩通道,通过二维数值模拟研究了绝热和等温壁面条件下的入射斜爆震波/平板边界层干扰特性。结果表明,随着平板壁温降低,边界层内燃烧被抑制,边界层分离区尺度减小,分离激波角增大,壁面摩擦系数和壁面压力峰值升高。高静压下,在一定楔角范围内,壁面冷却可导致分离斜爆震波转变为分离斜激波;而低静压下,分离区迎风面起爆困难,且分离区尺度对壁温更敏感。气流再附导致平板热流出现峰值。高静压(高雷诺数)下,分离区与平板之间的对流传热强度存在上限。最后,本文还利用数值模拟结果校核并修正了分离区热流峰值与压力峰值之间的关联关系,建立了壁面冷却条件下的分离长度标度律,并给出了幂函数形式的工程估算公式。本文研究可为斜爆震燃烧室冷却系统设计及分离区调控提供一定的参考。 展开更多
关键词 壁面冷却 斜爆震波 边界层分离 传热特性
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高超声速飞行器内流道燃料超声速气膜防热/减阻协同技术研究进展 被引量：1
2
作者 左婧滢 章思龙 +2 位作者 韦健飞 李欣 鲍文 《推进技术》 北大核心 2025年第1期1-19,共19页
燃料超声速气膜防热/减阻协同技术是能够同时实现高超声速飞行器内流道防热和减阻的重要手段。本文首先论述了高超声速飞行器内流道面临的防热减阻需求和挑战,在此基础上进一步介绍了高超声速飞行器内流道热防护技术、高超声速飞行器内... 燃料超声速气膜防热/减阻协同技术是能够同时实现高超声速飞行器内流道防热和减阻的重要手段。本文首先论述了高超声速飞行器内流道面临的防热减阻需求和挑战,在此基础上进一步介绍了高超声速飞行器内流道热防护技术、高超声速飞行器内流道减阻技术、燃料超声速气膜防热/减阻协同技术的提出及基本原理,进而针对高超声速飞行器内流道燃料超声速气膜防热/减阻协同技术梳理了相关研究进展和结论。目前,相关研究已经证实了燃料超声速气膜防热和减阻协同的可行性,并且揭示了燃料超声速气膜防热减阻机理及防热/减阻协同特性,但总体而言,国内外对于燃料超声速气膜防热/减阻协同技术的研究相对较少,仍存在许多方面值得深入的探讨和研究,文章最后就未来的研究提出了几点建议。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 氢燃料 碳氢燃料 超声速气膜 防热 减阻 综述
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冲压发动机碳氢燃料再生冷却研究进展
3
作者 祝银海 田东峰 +1 位作者 程钰翔 姜培学 《工程热物理学报》 北大核心 2025年第12期4179-4211,共33页
冲压发动机是高超声速飞行器的主要动力形式,在飞行过程中发动机壁面承受极端热环境,必须采用再生冷却技术进行热防护。超临界压力碳氢燃料对流换热、热裂解与结焦是再生冷却技术的核心问题。本文综述了近年来国内外在超临界压力碳氢燃... 冲压发动机是高超声速飞行器的主要动力形式,在飞行过程中发动机壁面承受极端热环境,必须采用再生冷却技术进行热防护。超临界压力碳氢燃料对流换热、热裂解与结焦是再生冷却技术的核心问题。本文综述了近年来国内外在超临界压力碳氢燃料对流换热、热裂解与结焦方面的研究进展。首先总结了碳氢燃料在圆管、矩形通道和旋转条件下的超临界对流换热规律及换热关联式,归纳了燃料热裂解的测量方法、反应机理及热裂解模型,全面总结了燃料结焦的规律、机理、模型及抑制方法,探讨分析了热裂解与结焦对换热的影响机制,初步阐述了再生冷却通道结构优化设计方法,文章最后提出了再生冷却的后续研究方向。本文可为发动机再生冷却系统的性能预测和优化设计提供理论支撑。 展开更多
关键词 冲压发动机 再生冷却 碳氢燃料 对流换热 热裂解 结焦
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收口型离心喷嘴动态雾化特性仿真
4
作者 杨亚晶 安渊 魏衍举 《火箭推进》 北大核心 2025年第1期146-155,共10页
为深入研究喷嘴动态工作与燃烧振荡的相互传递耦合关系,采用VOF模型对收口型离心式喷嘴的内部流动特征及喷雾状态进行了三维数值研究。研究了气液界面随时间的变化过程及气核的形成与扩展,获得了喷嘴压降与工作介质物性对气核及液膜的... 为深入研究喷嘴动态工作与燃烧振荡的相互传递耦合关系,采用VOF模型对收口型离心式喷嘴的内部流动特征及喷雾状态进行了三维数值研究。研究了气液界面随时间的变化过程及气核的形成与扩展,获得了喷嘴压降与工作介质物性对气核及液膜的形态特征的影响。进一步研究了介质水基于脉动压力和流量脉动下的喷雾特性规律。结果表明:液膜厚度、喷雾锥角和喷雾长度随进口压力脉动而周期性变化,脉动跟随性好,频率一致,而相位受压力脉动响应距离和气动条件的影响而有延迟;相较而言,喷雾参数对流量脉动的响应灵敏性变差,在高频流量脉动下喷雾参数脉动的周期变长。二者对动态喷雾特性的影响关系可为二次雾化特性及喷雾非定常燃烧特性研究提供基础,并可指导喷嘴工况优化及系统稳定性控制。 展开更多
关键词 离心式喷嘴 两相流模拟 压力脉动 液膜厚度 喷雾锥角
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氢与碳氢燃料超声速气膜冷却和减阻规律及其影响机制
5
作者 韦健飞 米振昊 +4 位作者 章思龙 左婧滢 李欣 秦江 鲍文 《实验流体力学》 北大核心 2025年第1期8-20,共13页
在超燃冲压发动机燃烧室中应用燃料气膜冷却可以有效降低发动机壁面严峻的力热载荷,本文对有望应用于超燃冲压发动机的氢和碳氢燃料气膜进行大涡模拟研究。结果表明,氢气膜与碳氢燃料气膜的防热和减阻性能有显著差异,该差异来源于燃料... 在超燃冲压发动机燃烧室中应用燃料气膜冷却可以有效降低发动机壁面严峻的力热载荷,本文对有望应用于超燃冲压发动机的氢和碳氢燃料气膜进行大涡模拟研究。结果表明,氢气膜与碳氢燃料气膜的防热和减阻性能有显著差异,该差异来源于燃料气膜与主流之间混合层中的湍流状态不同。氢气膜与主流之间的湍流输运过程远弱于碳氢燃料气膜,因此氢气膜在惰性情况下具有极其优异的冷却和减阻性能;但当发生边界层燃烧时,由于近壁释热剧烈,氢气膜的冷却性能急剧恶化。相反,当碳氢燃料发生边界层燃烧时,碳氢燃料气膜的冷却和减阻性能可以从惰性时较差的水平提升至与氢气膜相当的水平。 展开更多
关键词 超声速气膜冷却 氢气 碳氢燃料 近壁湍流输运 大涡模拟
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波转子内部烟气回流掺混现象的调节分析
6
作者 吕秀文 李苏阳 +2 位作者 产世宁 富庆飞 邢菲 《推进技术》 北大核心 2025年第5期22-32,共11页
波转子在航空发动机里可以替代压气机和涡轮,既可以运用非定常激波增压,提高发动机增压比、提升性能;也可以运用烟气回流现象,改善燃烧室进气条件,降低污染排放。为了分析波转子主动调节燃烧条件的可行性,本文将以调转速工况为基础,重... 波转子在航空发动机里可以替代压气机和涡轮,既可以运用非定常激波增压,提高发动机增压比、提升性能;也可以运用烟气回流现象,改善燃烧室进气条件,降低污染排放。为了分析波转子主动调节燃烧条件的可行性,本文将以调转速工况为基础,重点研究波转子转速工况与几何设计对烟气回流作用下的混气温度、掺混交界面位置的调节作用。结果表明:长细比的减小会让波转子2号端口混气温度升高、掺混交界面位置上移,而转速工况以及长细比不变时均不会产生这种单调的影响。与此同时,通道宽度越宽,空气占据面积越大,掺混越充分。调转速工况对掺混温度、掺混交界面位置改变最大,但转速小于等于0.85倍基准转速时开始发生倒流。 展开更多
关键词 波转子 烟气回流 掺混温度 掺混交界面 主动调节 数值模拟
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当量比非均匀情况下的飞行攻角对斜爆震流动特征影响研究 被引量：1
7
作者 鲍越 翁聿欣 +2 位作者 邱若凡 韩信 尤延铖 《推进技术》 北大核心 2025年第8期63-73,共11页
为了研究当量比非均匀情况下的飞行攻角对斜爆震流动特征影响,考虑了实际攻角变化带来的燃烧室来流扰动,探究了该类扰动对斜爆震流场影响机理,并在此基础上分析了燃烧室在来流当量比处于非均匀情况下的流场响应特性。结果表明:实际攻角... 为了研究当量比非均匀情况下的飞行攻角对斜爆震流动特征影响,考虑了实际攻角变化带来的燃烧室来流扰动,探究了该类扰动对斜爆震流场影响机理,并在此基础上分析了燃烧室在来流当量比处于非均匀情况下的流场响应特性。结果表明:实际攻角变化会在起爆区出现双三波点结构以及明显的横波;在非均匀区为富燃且均匀区为化学计量比燃烧时,攻角变化的扰动会使反应前沿速度加快,诱导区波系结构转变速度亦提升。非均匀区内过量低温氢气会导致流场出现低温区及波面波动,进而增加斜爆震流场的不稳定性。而全场当量比降低导致均匀区贫燃、非均匀区仍为富燃时,整体减弱的化学反应,会抑制局部富燃在攻角变化下带来的不稳定性。 展开更多
关键词 斜爆震发动机 攻角变化 当量比 富燃 化学计量比燃烧
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吸气式旋转爆震发动机进气段流动特性 被引量：1
8
作者 李冬 张义宁 +2 位作者 凌文辉 梁国柱 孟皓 《航空学报》 北大核心 2025年第2期234-249,共16页
为了分析吸气式旋转爆震发动机燃烧室内非定常高压脉动对进气段内流动特征的反向影响,指导进气段设计,考虑进气段出口压力的时空特征,采用三维非定常数值方法对进气段内的流动过程和运动激波传播过程进行了数值模拟。根据计算结果,分析... 为了分析吸气式旋转爆震发动机燃烧室内非定常高压脉动对进气段内流动特征的反向影响,指导进气段设计,考虑进气段出口压力的时空特征,采用三维非定常数值方法对进气段内的流动过程和运动激波传播过程进行了数值模拟。根据计算结果,分析了运动激波的形状特征、传播速度及压力等关键参数变化过程,得到了流动损失和进气段出口脉动反压的传播角频率、峰值以及时均值对流动特征的影响规律。运动激波作用导致进气段内呈现低压气流增压减速和高压气流减压加速的流动特征,相比于定常反压,脉动反压的影响边界更靠上游;角频率越高,则周向长度越长、振荡区域宽度越窄,气流经激波作用次数越多,但不同角频率下出口气流的平均总压损失基本维持不变;保持角频率12000 rad/s和时均压力比19.1不变,峰值压力在0.5~1 MPa时,出口平均总压损失在43%~46%;保持角频率12000 rad/s和峰值压力比49.5不变,时均压力由0.22 MPa增至0.32 MPa,出口平均总压损失由52%降至40%,相比于定常反压作用下的总压损失大2%~8%。研究表明:非定常脉动反压作用下吸气式旋转爆震发动机进气段内流动特征与传统进气段存在较大差异,进气段的流动损失更大且激波影响位置更靠近上游。 展开更多
关键词 吸气式 非定常 脉动反压 进气段 运动激波 流动损失
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高超声速进气道预喷注技术研究进展与关键问题 被引量：1
9
作者 罗飞腾 渠镇铭 +9 位作者 李海涛 李新珂 姚达豪 陈文娟 龙垚松 韦宝禧 满延进 杨甫江 程强 孔武斌 《航空学报》 北大核心 2025年第8期21-53,共33页
吸气式高超声速推进技术是高超声速飞行器发展的核心支撑,随着高超声速飞行马赫数的不断提升,吸气式高超声速发动机内流面临高焓高速、驻留时间极短等极端条件,给内流燃烧组织、性能提升、速域边界拓展等带来极大困难与挑战。进气道预... 吸气式高超声速推进技术是高超声速飞行器发展的核心支撑,随着高超声速飞行马赫数的不断提升,吸气式高超声速发动机内流面临高焓高速、驻留时间极短等极端条件,给内流燃烧组织、性能提升、速域边界拓展等带来极大困难与挑战。进气道预喷注作为一种新型主动式燃料喷注与混合增强技术被引入高超声速推进系统,为更高马赫数发动机内流流动与燃烧组织、性能匹配与调控、一体化设计优化提供了新的潜在可控因素,已经得到领域的关注与研究重视。基于高马赫数高超声速推进背景需求,对高超声速进气道预喷注技术研究进展与关键问题进行了较为系统的综述分析。首先,阐述了高超声速进气道预喷注概念,分析其中基本气动热力工作过程及耦合作用影响;其次,对高马赫数发动机研究概况进行简要介绍,指出其中重点发展方向及其对进气道预喷注的共性需求;然后,梳理了超声速来流喷注与混合的基本研究认识,指出目前仍缺乏高超声速复杂来流条件下喷注混合的充分认识;最后,系统总结了国内外在高超声速进气道预喷注方面的研究进展,对高超声速进气道预喷注需要解决的主要关键问题进行论述分析,提出了未来研究展望与建议,以促进进气道预喷注技术在高马赫数高超声速推进系统的应用研究与发展。 展开更多
关键词 高超声速推进 超燃冲压发动机 斜爆震发动机 进气道 预喷注 燃料掺混
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基于域对抗神经网络的双模态燃烧室跨构型燃烧模态识别 被引量：1
10
作者 宋婷 刘和东 +2 位作者 黄玥 陈玉乾 尤延铖 《推进技术》 北大核心 2025年第2期129-144,共16页
双模态冲压发动机燃烧室在宽马赫飞行过程中会呈现不同燃烧模态来保持稳定工作,燃烧模态的准确识别对燃烧室乃至发动机的控制和稳定运行具有重要意义。基于域对抗网络的领域适应策略,提出了一种针对不同构型双模态燃烧室的燃烧模态识别... 双模态冲压发动机燃烧室在宽马赫飞行过程中会呈现不同燃烧模态来保持稳定工作,燃烧模态的准确识别对燃烧室乃至发动机的控制和稳定运行具有重要意义。基于域对抗网络的领域适应策略,提出了一种针对不同构型双模态燃烧室的燃烧模态识别方法。首次将域适应的解决思路应用于燃烧及流体的问题中,以提高双模态燃烧室跨域数据集模态识别模型的泛化性能。通过数值模拟得到三种构型燃烧室的数据集,利用原始构型数据集训练模型,对上凹腔扩张构型和下凹腔扩张构型的数据集验证其泛化性能,并将获得的识别准确率与其他识别方法(包括支持向量机、K近邻、决策树)进行对比分析。研究结果表明:对亚燃模态和超燃模态进行识别,在上凹腔扩张构型和下凹腔扩张构型的密度梯度分布图的验证中分别取得了93.5%和96.3%的准确率,在温度分布图的验证准确率为91.8%和97.1%。本文的方法可以获得更易于识别燃烧模态的图像信息,以获得更高的跨领域数据识别准确率和更好的泛化性能,为发展适用于不同构型双模态燃烧室的燃烧模态识别方法提供了有力支撑。 展开更多
关键词 双模态燃烧室 燃烧模态识别 域自适应 对抗学习 神经网络
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固体火箭冲压发动机燃气流量调节特性 被引量：15
11
作者 鲍文 牛文玉 +2 位作者 陈林泉 于达仁 孙有田 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期433-436,共4页
为了研究固体火箭冲压发动机燃气流量调节特性,对固体火箭冲压发动机燃气流量控制阀的5种不同开度下的二维流场进行了数值模拟,分析得出了补燃室压力、阀门开度对流量控制阀流场分布、阀头轴向受力和通过控制阀的燃气质量流量的影响,基... 为了研究固体火箭冲压发动机燃气流量调节特性,对固体火箭冲压发动机燃气流量控制阀的5种不同开度下的二维流场进行了数值模拟,分析得出了补燃室压力、阀门开度对流量控制阀流场分布、阀头轴向受力和通过控制阀的燃气质量流量的影响,基于模拟得到的数据,分析得到了固体火箭冲压发动机燃气流量调节特性的参数表达式,该表达式可以用来作为固体火箭冲压发动机燃气流量调节的参考。 展开更多
关键词 固体燃料冲压发动机 流量控制阀 数值仿真 调节特性^+
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湍流燃烧模型对氢燃料超燃室流场模拟的影响 被引量：8
12
作者 杨阳 邢建文 +1 位作者 乐嘉陵 王金诺 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第4期605-610,共6页
采用化学平衡的假定概率密度函数(PDF)模型和火焰面模型计算了德国宇航研究中心的超燃室反应流,计算结果与有限速率反应模型的和实验的结果进行了对比.使用有限体积法离散Favre平均的N-S方程,湍流模型采用κ-ε模型.研究表明:(1)有限速... 采用化学平衡的假定概率密度函数(PDF)模型和火焰面模型计算了德国宇航研究中心的超燃室反应流,计算结果与有限速率反应模型的和实验的结果进行了对比.使用有限体积法离散Favre平均的N-S方程,湍流模型采用κ-ε模型.研究表明:(1)有限速率反应模型在喷氢孔近场,化学平衡的假定PDF模型在喷氢孔远场不能准确捕捉流场的细致结构,而火焰面模型对全流场预测较好,后两种模型的计算时间较有限速率反应模型节省约38%;(2)超燃室内湍流和燃烧相互作用不可忽略,从预测精度和计算效率来看,火焰面模型有较好的工程应用前景. 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 超燃冲压发动机 湍流燃烧 超声速燃烧 火焰面模型 反应流 数值模拟
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固体火箭冲压发动机燃气发生器动态特性影响分析 被引量：9
13
作者 何勇攀 陈玉春 +1 位作者 于守志 刘顶新 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第1期227-232,共6页
建立了燃气发生器/固体火箭冲压发动机/导弹的一体化动态数学模型,通过数值仿真研究得到了在典型飞行弹道下各主要工作参数的变化过程.结果表明,在导弹飞行的爬升和巡航段,燃气发生器实际输出燃料流量和发动机实际输出推力与指令值之间... 建立了燃气发生器/固体火箭冲压发动机/导弹的一体化动态数学模型,通过数值仿真研究得到了在典型飞行弹道下各主要工作参数的变化过程.结果表明,在导弹飞行的爬升和巡航段,燃气发生器实际输出燃料流量和发动机实际输出推力与指令值之间的相对偏差均较小,不超过7%;而在俯冲段,由于容腔效应影响严重,燃料流量相对偏差达到-30%,推力最大相对偏差达-50%.上述因素给导弹飞行速度带来的相对偏差小于5%,射程的相对偏差小于1%.因此,针对所述的爬升-巡航-俯冲弹道,在导弹工作过程仿真中,可忽略燃气发生器的动态特性,不会影响对导弹飞行性能的评估. 展开更多
关键词 固体火箭冲压发动机 燃气发生器 动态特性 一体化 容腔效应
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高超声速飞行器后体喷管三维构型设计 被引量：8
14
作者 徐大军 陈兵 +1 位作者 蔡国飙 徐旭 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第2期247-254,共8页
为研究高超声速飞行器后体喷管三维构型的设计,以NASA半壁喷管试验为参考,进行了二维及三维内外流相互作用的数值模拟计算,分析了后体喷管三维流场的特点.从高超声速飞行器机身推进一体化的角度,构建了后体喷管三维构型,进行了不同构型... 为研究高超声速飞行器后体喷管三维构型的设计,以NASA半壁喷管试验为参考,进行了二维及三维内外流相互作用的数值模拟计算,分析了后体喷管三维流场的特点.从高超声速飞行器机身推进一体化的角度,构建了后体喷管三维构型,进行了不同构型设计对后体喷管性能影响的参数研究.结果表明:后体喷管的三维效应不可忽视,后体喷管侧壁的存在及下壁面长度对性能影响较大. 展开更多
关键词 高超声速飞行器 一体化设计 后体喷管 三维构型 数值模拟
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凹腔/支板结构亚燃冲压燃烧室性能 被引量：6
15
作者 王亚妹 方祥军 +3 位作者 林鹏 顾洪斌 王霄 陶佳欣 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第10期2355-2363,共9页
为了避免基于凹腔火焰稳定器的亚燃冲压燃烧室壁面喷注时燃料与主流空气掺混非均匀性问题和提高燃烧室的性能,提出在亚燃冲压燃烧室中使用支板喷注代替壁面喷注的方案,数值模拟了凹腔/支板结构亚燃冲压燃烧室中燃料分布及流场结构,并分... 为了避免基于凹腔火焰稳定器的亚燃冲压燃烧室壁面喷注时燃料与主流空气掺混非均匀性问题和提高燃烧室的性能,提出在亚燃冲压燃烧室中使用支板喷注代替壁面喷注的方案,数值模拟了凹腔/支板结构亚燃冲压燃烧室中燃料分布及流场结构,并分析了支板结构对燃料空气混合及燃烧室性能的影响。研究表明:支板虽然使燃烧室出口的总压恢复系数相对于壁面喷注方式下的降低了6.3%,但能使燃料均匀分布于整个流道内,增强了燃料与空气掺混,使燃烧室出口的混合效率和燃烧效率分别提高了21.4%和20.5%。燃烧效率的提高弥补了采用支板导致的燃烧室内气流的额外总压损失所带来的机械能损失,使得支板喷注时燃烧室出口的比冲提高了39.6%。因此,在亚燃冲压燃烧室中设置凹腔/支板结构,有利于提高燃烧室整体性能。 展开更多
关键词 亚燃冲压燃烧室 凹腔/支板结构 混合效率 燃烧效率 支板喷注
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形状记忆合金在飞行器进气道中的应用研究进展 被引量：10
16
作者 谭慧俊 王子运 张悦 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第4期438-448,共11页
进气道作为发动机上游的重要气动部件,其性能对整个飞行器的工作效率和运行能力都有着重要影响。本文首先详细阐述了进气道的几何调节需求,指出了传统机械调节方案存在的不足以及形状记忆合金在可调进气道中诱人的应用前景,而后简单介... 进气道作为发动机上游的重要气动部件,其性能对整个飞行器的工作效率和运行能力都有着重要影响。本文首先详细阐述了进气道的几何调节需求,指出了传统机械调节方案存在的不足以及形状记忆合金在可调进气道中诱人的应用前景,而后简单介绍了形状记忆合金的基本特性和典型航空应用进展。最后,总结了形状记忆合金在飞行器进气道中的应用情况,重点介绍了美国SAMPSON计划在智能进气道领域所取得的成果。 展开更多
关键词 流体力学 飞行器进气道 形状记忆合金 变几何调节 流动控制
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高温引气对亚燃冲压燃烧室性能影响的研究 被引量：5
17
作者 王亚妹 方祥军 +2 位作者 顾洪斌 林鹏 王霄 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第12期2778-2787,共10页
将高温引气加热煤油的方法、凹腔火焰稳定器和支板喷注器结构应用于亚燃冲压发动机燃烧室中,以提高煤油的点火能力和火焰稳定性。采用有限体积方法求解雷诺平均N-S方程及组分方程,对无引气和有引气时燃烧室内的流场结构进行了数值研究,... 将高温引气加热煤油的方法、凹腔火焰稳定器和支板喷注器结构应用于亚燃冲压发动机燃烧室中,以提高煤油的点火能力和火焰稳定性。采用有限体积方法求解雷诺平均N-S方程及组分方程,对无引气和有引气时燃烧室内的流场结构进行了数值研究,对比研究了引气温度对燃烧及发动机性能的影响。研究发现,引气温度越高,燃料喷注对流场和温度场的影响越小,燃料分布越均匀;与无引气相比,引入高温气体虽然使总压恢复系数有所降低,但是混合效率、燃烧效率和燃烧室比冲都有提高;特别是有引气(煤油温度T=500K)时,在喷注点后X=480mm处混合效率提高了7.03%并混合完全,在燃烧室出口总压恢复系数降低了5.34%,燃烧效率和比冲分别提高了17.51%和20.29%。引入高温气体加热液态煤油省略了煤油的雾化和汽化过程,增强了燃料与空气掺混,改善了燃烧稳定性,有利于提高燃烧室整体性能。 展开更多
关键词 亚燃冲压燃烧室 凹腔/支板结构 高温引气 混合效率 燃烧效率
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超燃冲压发动机燃烧室直连式实验研究 被引量：3
18
作者 林宏军 宋文艳 肖隐利 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2008年第1期161-163,170,共4页
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=2.0)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... 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=2.0)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。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 直连式设备 实验研究 堵塞比 数值模拟
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超燃冲压发动机中不同燃烧模态下乙烯燃烧释热的敏感因素
19
作者 李凡 刘铭江 +3 位作者 孙明波 赵国焱 马光伟 赵晨翔 《航空学报》 北大核心 2025年第4期94-106,共13页
在马赫数2.52、总压1.34 MPa和总温1650 K的超声速来流条件下,对超燃冲压发动机燃烧室中乙烯燃烧释热的敏感因素开展实验研究。系统分析和对比了发动机中隔离段长度、喷注距离、凹腔深度、喉部大小等关键构型参数对乙烯燃烧释热的影响,... 在马赫数2.52、总压1.34 MPa和总温1650 K的超声速来流条件下,对超燃冲压发动机燃烧室中乙烯燃烧释热的敏感因素开展实验研究。系统分析和对比了发动机中隔离段长度、喷注距离、凹腔深度、喉部大小等关键构型参数对乙烯燃烧释热的影响,结果表明乙烯燃烧释热对构型参数的敏感度与燃烧模态紧密相关。当燃烧处于纯超燃模态时,燃烧释热对构型参数的变化不敏感,而当燃烧处于双模态超燃(超燃模态)时则相反,之后随着当量比增加,燃烧逐渐过渡为双模态亚燃(亚燃模态)时,燃烧释热对构型参数变化的敏感度逐渐下降。总的来说,不同构型参数对燃烧释热的影响程度从高到低依次是喉部大小>隔离段长度>喷注距离>凹腔深度。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 凹腔 超声速流动 燃烧释热 燃烧模态
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超燃模型发动机中引入催化重整燃气的试验研究 被引量：1
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作者 侯凌云 龚景松 +2 位作者 柳发成 马雪松 刘小勇 《燃烧科学与技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第1期33-37,共5页
催化重整燃烧室能够产生氢体积分数高达16%的高温富油可燃燃气,所产生的可燃燃气从后支板供入到超燃模型发动机中,进行了直连式联调试验.在相同超音速来流状态下,与不通入可燃燃气的两种工况进行了压力、出口火焰形貌和壁面温度的对比,... 催化重整燃烧室能够产生氢体积分数高达16%的高温富油可燃燃气,所产生的可燃燃气从后支板供入到超燃模型发动机中,进行了直连式联调试验.在相同超音速来流状态下,与不通入可燃燃气的两种工况进行了压力、出口火焰形貌和壁面温度的对比,发现可燃燃气的加入能够在几乎不加入高压气堵情况下迅速着火,并能维持住稳定的超音速燃烧,在富油恶劣状态下,燃烧良好.结果表明,催化重整可燃成分在超燃模型发动机中起到了助燃和稳定燃烧的作用. 展开更多
关键词 催化重整 富氢可燃燃气 超燃模型发动机
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