摘要：为探索适用于高推重比发动机的高性能燃烧室,在一种冲压发动机特定结构应用背景条件下,设计了一种驻涡燃烧室(Trapped-Vortex Combustor,简称TVC)技术应用模型方案,并对其进行了冷态流场数值模拟,对包括驻涡区长宽比、驻涡区长度、驻涡区进口导流结构形式、主流钝体与联焰板的结构形式与参数的影响进行了分析,探索TVC燃烧室方案在冲压发动机上的应用可行性。从三维冷态流场数值模拟结果来看,燃烧室模型方案内部形成了设计的涡系结构,能够实现初步的组织燃烧。通过不同设计参数的计算模拟,摸索出驻涡区高度、驻涡区宽高比等参数对燃烧室内部流场影响的规律。研究结果表明驻涡区宽高比控制在1.0左右驻涡区涡系结构最好,有利于组织燃烧。

摘要：对头部进气、颌下进气、二元(两侧)进气三种典型布局的进气道/弹体一体化性能进行了计算,就阻力系数而言,颌下及头部进气优于两侧进气,升力系数则恰好相反。头部进气的流量系数最高,颌下次之,两侧进气则最差。对不同布局的总压恢复系数进行比较,颌下及两侧进气则较头部进气有好的攻角特性。

摘要：瞄准临近空间及空天飞行器对动力系统提出的水平起降、极宽速域和空域工作、综合油耗低、推重比高、重复使用易维护等极高要求,从力、热、域、效、智五个方面分析了空天组合动力面临的推力陷阱、高超声速下面临热力循环效率低及结构热防护难、宽域及跨域面临能否可靠工作、热力循环效率及推进效率等飞行效率优化难度高、多任务适应及多点设计最佳难度极高等技术挑战。在此基础上,综合研判国际技术发展趋势,分别给出了五个方面的技术解决途径建议。

摘要：为了快捷有效地指导发动机设计,有必要建立快速准确地获取吸气式旋转爆震发动机性能参数的计算方法。以飞行条件、发动机关键几何参数以及进气道和喷管的特性参数作为输入参数,通过将隔离段内复杂运动激波简化为正激波实现旋转爆震燃烧室与上游隔离段的压力匹配,应用二维特征线方法对燃烧室内复杂流动进行快速准确模拟,建立了吸气式旋转爆震发动机热力循环过程分析模型,计算得到发动机关键截面流动参数和发动机性能参数。以氢气和乙烯为燃料研究了进气道压缩温升、进气道喉道与燃烧室面积比以及余气系数对发动机性能的影响。结果表明:在一定的条件下进气道压缩温升和进气道喉道与燃烧室面积比的增加有利于发动机比冲性能的提升,但面积比的增加将导致发动机工作马赫数范围变窄,以氢气为燃料,余气系数为1,当面积比从0.3增至0.5,发动机工作马赫数范围由2.5~5收窄至3.5~5,而Ma=5状态最大比冲提升7%;在一定范围内余气系数增加有利于发动机比冲性能的提升,但将导致单位推力降低,以氢气为燃料,面积比为0.4,余气系数由1增至1.67,在Ma=3,4和5状态点,最大比冲性能分别提升25.4%,23.5%和20.3%,但最大单位推力分别降低24.7%,25.9%和27.9%;以乙烯作为燃料,发动机比冲和单位推力随进气道压缩温升的变化趋势与氢气一致,但性能偏低。研究提出的热力循环模型和计算方法实现了吸气式旋转爆震发动机性能的快速计算。

摘要：设计畸变模拟装置是冲压发动机中解决进气道和燃烧室匹配问题的一个经济有效的手段。提出采用非均匀开孔率孔板作为进气畸变模拟装置。研究结果表明,因孔板局部位置堵塞比存在差异,气流经过后,下游截面的流量、压力和马赫数会产生梯度变化,进而形成畸变流场,通过数值计算、对比结果及改进开孔率的循环优化过程后,最终得到的流场在分布规律及数值上均与目标流场吻合较好。经试验验证,试验结果与目标流场分布规律一致,马赫数畸变指数偏差小于5%,证明了方法的可行性。

摘要：智能化技术是支撑未来吸气式发动机发展的重要技术手段,体现了一个国家高端装备的研发水平,可大幅度提高吸气式发动机的研发效率和质量。本文论述了智能化技术在吸气式发动机领域的研究现状,从智能设计、智能部件、智能感知、智能控制、智能自愈、智能维护六个维度分析了吸气式发动机存在的问题及技术挑战,给出了几个重点方向的发展建议及展望。

摘要：为了探究跨声速状态下轴对称中心体可调进气道的流动特性,设计了一个轴对称变几何进气道,研究了其在Ma0=1.1时不同中心体调节位置下的流场特征和气动性能,获得了其口部和泄流腔内流动特性、节流特性以及气动性能。结果表明:四个不同中心体位置的进气道在Ma0=1.1状态下呈现出3种不同的口部波系结构,分别为:全亚声速流动、“λ”波系和单道脱体弓形波。当中心体位置靠后时,进气道为混压式,入口处为全亚声速流动,肩部泄流腔始终处于正常泄流状态;当中心体位置靠前时,进气道为外压式,入口会呈现“λ”波系与单道脱体弓形波两种情况,泄流腔在低反压下为倒吸状态,而在高反压下转变为泄流状态。进气道处于外压式时在中心体一侧会产生大尺度的分离,抗反压能力相比处于混压式时略差。随着中心体前移距离的增大,进气道的流量系数和总压恢复系数都呈现不同程度的下降,其中总压恢复系数下降了14.8%,流量系数下降了7.5%。因此,对于本文研究的进气道而言,跨声速状态下其工作在混压式状态时具有较好的工作性能,其对应的较佳内收缩比为1.05。

摘要：利用计算流体力学软件对煤油在所设计的双模态燃烧室内的喷雾燃烧进行了数值模拟。采用k-ε三种形式、k-ω两种形式和雷诺应力湍流模型,计算了在飞行马赫数为5,煤油与空气的当量比为0.551时的情况。通过将数值模拟结果与实验数据进行对比,证明这些湍流模型都可用于煤油超声速燃烧的数值计算。并且,k-εRNG模型和k-ωSST模型的计算结果与实验数据最为接近,可以认为这两个模型在模拟煤油超声速燃烧流场中是非常有效的;而雷诺应力模型效果较差。

摘要：利用计算流体力学软件对煤油在所设计的双模态超声速燃烧室内的超声速喷雾燃烧进行了数值模拟。采用离散液滴模型、概率密度函数紊流扩散燃烧模型和紊流k ω模型计算了在飞行马赫数为5,煤油与空气的当量比为0 551时的情况。数值结果得到的壁面静压分布与实验数据基本一致;计算所得到的总压损失系数是0 696,非常接近实验测量值0 707,但计算得到的燃烧室燃烧效率远比实验值高。

摘要：本文建立了冲压发动机燃烧室气膜冷却传热分析程序。根据燃烧室设计的技术要求,从冷却性能角度完成气膜冷却系统的气动性能和传热特性分析,提供冷却结构优化所需的信息。