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1.
《浙江大学学报(A卷英文版)》2016,(1)
目的:探索壁面凹腔诱导下的超声速混合增强机理,期望得到混合性能较好的燃料喷注策略。方法:提出两种壁面凹腔与横向射流的组合方式,采用数值模拟方法对其流场进行研究,并与纯横向射流流场细节进行对比。结论:1.由于凹腔上面剪切层与壁面横向射流的强烈交互作用,使得横向射流流场中产生的涡系结构被打破;相应地,当把凹腔置于喷孔上游时,亚声速区域面积更大;2.当把凹腔置于喷孔上游时,燃料的渗透深度更大,这样有利于超声速气流中燃料与空气的混合;3.新构型I的混合效率最高。凹腔上面剪切层与壁面横向射流之间的强烈交互作用对超声速气流中燃料的混合增强影响很大,这是超燃冲压发动机燃烧室构型优化的基石。 相似文献
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《浙江大学学报(A卷英文版)》2017,(2)
目的:通过发动机直连式实验,验证燃气发生器产生的富燃燃气可以在超声速气流中二次燃烧,进而证明固体火箭超燃冲压发动机方案的可行性,并初步评估固体火箭超燃冲压发动机燃烧室的工作性能。创新点:1.提出固体火箭超燃冲压发动机构型方案,并开展固体火箭超燃冲压发动机燃烧室直连式实验研究;2.验证了固体火箭超燃冲压发动机构型可行;3.初步评估了固体火箭超燃冲压发动机燃烧室的工作性能。方法:1.通过直连式实验测定固体火箭超燃冲压发动机燃烧室的工作参数(图2、3和4);2.通过实验现象(图8)和数据处理,确定燃气发生器产生的富燃燃气可以在超声速燃烧室中燃烧,进而确定固体火箭超燃冲压发动机方案的可行性;3.初步确定发动机燃烧室的工作性能(公式(6)和(7))。结论:1.燃气发生器中产生的富燃燃气可以在超声速燃烧室中燃烧,固体火箭超燃冲压发动机构型方案可行;2.初步评估了固体火箭超燃冲压发动机燃烧室的工作性能,总压恢复系数约为0.6,燃烧效率约为90%;3.燃气发生器产生的部分一次燃气沉积于燃气发生器喉部,使燃气发生器的工作压力增加,进而引起富燃燃气质量流量的增加;4.燃烧室中的总压损失主要集中在富燃燃气入口处,总压损失主要由射流引起的激波和燃气二次燃烧引起。 相似文献
3.
在超燃冲压发动机扩张型燃烧室中,对凹腔内局部补氧的点火强化方法进行了试验研究。采用高速摄影手段研究了不同的补氧方式对凹腔内火焰分布特征和燃烧强度的影响,并针对并联双凹腔燃烧室构型,研究了在单侧凹腔补氧条件下向异侧凹腔的火焰传播过程。试验结果表明,采用凹腔内补氧的方式能调节凹腔内的燃料浓度分布、改善凹腔内的燃烧过程,控制燃烧放热强度;稳态燃烧情况下,观察到凹腔驻留火焰的两种存在特征,分别表现为:由回流区热量反馈机制作用下的凹腔局部驻留火焰和燃烧室全局压力反馈影响下的凹腔剪切层火焰。只有在单侧凹腔燃烧建立了全局压力反馈的条件下才能实现凹腔火焰的异侧传播。 相似文献
4.
《浙江大学学报(A卷英文版)》2020,(10)
目的:超燃冲压发动机的点火过程是超声速燃烧领域的重要课题之一。目前,针对超燃冲压发动机燃烧室点火过程的研究以实验研究为主,数值研究则相对较少。本文旨在基于大涡模拟研究点火位置对点火过程的影响,并在此基础上分析导致点火失败的原因。创新点:1.基于大涡模拟,研究点火位置对点火过程建立的影响;2.发现了流动耗散和直接吹熄两种熄火模式。方法:1.基于CHEMKIN,选择合适的化学反应机理;2.在简化化学反应机理的基础上,利用大涡模拟研究不同点火位置对点火过程的影响;3.分析数值仿真数据,寻找能成功实现点火的点火位置,并探讨导致点火失败的因素。结论:1.在凹腔后缘处点火可以成功实现发动机点火;2.发现了两种点火失败的模式,即流动耗散模式和直接吹熄模式;3.流动耗散模式主要发生在凹腔前缘和凹腔中部,而直接吹熄模式主要发生在剪切层中。 相似文献
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6.
《浙江大学学报(A卷英文版)》2020,(8)
目的:1.在模拟飞行马赫数4.0条件下,通过直连实验研究先锋氢当量比对煤油燃料冲压发动机点火及稳焰的影响;2.通过多种非接触光学测量手段研究超燃冲压发动机内燃烧流场的结构变化和火焰建立等动态过程。创新点:1.通过直连实验发现,适量提高先锋氢当量比有利于发动机点火,且先锋氢的存在是发动机稳燃的前提;2.得到了超燃发动机点火及燃烧不稳定特征的流场。方法:1.通过直连实验,得到监测点压力动态变化数据并对其进行分析(图4和5);2.通过光学测量手段,观测流场及火焰动态变化过程(图6～12)。结论:1.当先锋氢当量比为0.080时,煤油燃料超燃冲压发动机成功点火;当先锋氢当量比为0.040时,点火失败;当先锋氢关闭后,超燃冲压发动机熄火。2.煤油火焰主要集中于凹槽后缘斜坡且结构是非对称的;燃烧是不稳定的且伴随着反复的前后移动。 相似文献
7.
针对燃烧加热地面试验设备存在的工质污染问题,采用数值模拟方法研究了燃烧加热污染空气对氢燃料超燃冲压发动机性能的影响。以飞行马赫数Ma=6.5,当量油气比ER=0.6为计算基准状态,分别对纯净空气和污染空气来流下氢燃料超燃冲压发动机的整机流场和性能进行了对比计算分析。燃烧化学反应模拟采用了改进的H2/O2七组分八方程模型,湍流模型为标准的 k-ε模型,并采用直连式燃烧室试验数据进行了数值方法的验证。研究结果表明:(1)相对于纯净空气来流,污染空气来流下的超燃冲压发动机推力和比冲均有所下降。(2)采用酒精燃烧加热器的前提下,来流参数匹配静温、静压、马赫数时,发动机性能与纯净空气来流下的结果最为接近,而匹配总温、总压、马赫数时相差最大。(3)来流参数匹配总焓、静压、马赫数的前提下,采用氢燃烧加热器时发动机性能与纯净空气来流下的结果最为接近,而采用甲烷燃烧加热器时相差最大。 相似文献
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《浙江大学学报(A卷英文版)》2020,(8)
在国家自然科学基金两期重大研究计划的指导下,高超声速技术越来越成熟,尤其是它的核心组成部分——吸气式高超声速推进系统。为了满足单级/两级入轨可重复使用飞行器以及高超声速飞机对动力装置的需求,非常有必要发展一些新概念组合循环发动机方案。但是,由于高速气流在超燃冲压发动机燃烧室内的滞留时间非常有限,只有毫秒量级,所以在如此快的流速下通过加热来获取有用推力仍然极具挑战性。为此,学者们提出了许多混合增强措施,包括超/高超声速气流中的火焰传播与稳定机制。本专辑收集了相关科研人员在设计理论、数值仿真、地面风洞试验等方面取得的一批核心技术成果,包括激波/湍流边界层干扰控制,隔离段中激波串与湍流边界层之间的强干扰,超燃冲压发动机燃烧室中的混合、点火与火焰稳定,以及旋转爆震发动机中的模态转换等。这些研究对大尺度发动机的工程化具有重要的参考价值。 相似文献
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《浙江大学学报(A卷英文版)》2020,(9)
目的:通过优化燃料喷注,提高旋转爆轰发动机的推进稳定性和推进效率。创新点:提出了燃料分层喷注的新方法,降低了燃料提前燃烧比率和燃烧室平均温度,进而有效地提高了旋转爆轰波的稳定性和发动机的比冲。方法:以数值模拟为手段,应用基元反应建立化学非平衡流动的数学物理模型,开展发动机推进性能优化研究。结论:1.研究证实了燃料的提前燃烧现象是发动机推进性能的损失机制之一;2.提出的燃料分层喷注方法可以有效提高燃料以爆轰形式组织燃烧的比例,并提高发动机比冲。 相似文献
10.
《浙江大学学报(A卷英文版)》2021,(4)
目的:深入理解超声速条件下火焰稳定机制,为超燃冲压发动机燃烧室的优化提供理论基础。创新点:1.通过大涡模拟准确地再现Burrows-Kurkov实验中台阶壁面射流燃烧室的反应流场;2.揭示射流火焰稳定抬举的机制;3.总结射流总温对火焰抬举特性的影响。方法:1.采用大涡模拟,获得了瞬时和时均的反应流场参数;2.通过计算燃烧学的数据分析,提取湍流火焰特性。结论:1.自点火过程维持了混合层中抬举火焰的稳定,并进一步在下游形成充分发展的湍流扩散火焰;2.升高射流总温会使火焰抬举高度降低,而过高的射流总温会抑制火焰温度的升高。 相似文献
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《浙江大学学报(A卷英文版)》2020,(10)
目的:因NEPE推进剂具有独特的燃烧性能和燃烧机理,现有模型无法直接用于其燃烧相关研究。本文希望对现有模型进行改进,并基于自由基裂解模型建立一个计算NEPE推进剂燃速的模型,然后对NEPE推进剂燃烧进行观察和测量,研究其燃烧特性,以期为所建模型提供数据支持。创新点:1.基于自由基裂解模型,计算每种成分同时存在多种粒径分布的NEPE推进剂的燃速;2.建立试验系统,观察NEPE推进剂燃烧火焰形态。方法:1.通过理论推导,构建燃速与推进剂成分的粒径和含量以及燃烧室压强之间的关系,得到燃速计算公式(公式(1)–(10));2.利用建立的模型,计算四种不同粒径分布的NEPE推进剂在不同压强下的燃速,并与试验结果进行比较,验证模型的可行性(图7);3.建立试验系统,测量NEPE推进剂的燃速和燃面温度,并观察其燃烧火焰(图5和6),分析不同成分对燃烧的影响。结论:1.基于自由基裂解模型建立的燃烧模型可用于预测NEPE推进剂的燃速;2.铝颗粒的添加对NEPE推进剂的燃烧火焰形态和气相反应都有较大影响;3.氧化剂(高氯酸铵和奥克托今)颗粒的粒径对燃速的影响比铝颗粒的粒径对燃速的影响大,但对燃速压强指数的影响相对较小。 相似文献
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应用Chemkin化学动力学软件包中的Senkin模块模拟了正庚烷在多孔介质发动机中的燃烧过程．通过修改Senkin程序,结合了Woschni传热模型和多孔介质换热模型,并在正庚烷详细氧化机理中加入氮氧化物的生成机理,将此程序纳入发动机燃烧的零维单区模型．对多种工况参数进行计算,讨论了运行参数对发动机性能的影响．当进气温度、压缩比增大,或过量空气系数降低时,多孔介质发动机着火时刻会明显提前．结果表明：多孔介质对混合气具有预热作用可强化发动机的点火燃烧,多孔介质的初始温度是决定压燃点火的决定性因素． 相似文献
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均质压燃（HCCI）能够使发动机同时保持较高的动力性能和燃油经济性,而且能有效降低发动机的NOx和PM排放,是一种克服传统的汽油机和柴油机缺点、集二者优点于一体的新的燃烧模式。由于其突出的优越性已成为目前世界范围发动机领域的研究热点,应用前景广阔,但由于HCCI的燃烧特点以及目前相关技术的约束,使其实用化进程仍存在不少问题。本文对HCCI燃烧方式和过程进行了介绍,详细分析了制约和影响HCCI燃烧方式的关键因素,针对HCCI的特点及其燃烧始点和燃烧过程控制的关键问题,提出了改变空气/燃料混合气特性的可变控制技术解决方案,为HCCI技术的实用化进程提供理论指导,为尽快实施HCCI燃烧方式指出了技术方向。 相似文献
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利用超声速矩形湍流导管和等离子电弧加热器模拟了发动机燃烧室内流和高超声速飞行器外壁面外流热环境,进行了平板表面冷壁热流测量和燃烧室内壁材料考核试验。结果表明:由于辐射换热的影响,在选取的两个典型来流条件下,发动机燃烧室内流热环境下的冷壁热流比外流热环境下的高出21%和40%,但是冷壁热流的增量基本相当,约为0.70~0.80MW/m2。随着冷壁热流的增加,辐射换热产生的热流增量的影响力会逐渐减小。材料考核时,相同配方的C/SiC复合材料在内流热环境下的表面温度高出约400℃,背面温度高出约90℃,这种差异对于发动机燃烧室内壁面材料考核至关重要,必须在材料考核试验中加以考虑。 相似文献
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在纯净空气与H2O/ CO2污染空气来流对比试验结果基础上,采用数值计算方法和化学动力学方法,研究了H2O和CO2污染组分对煤油燃料超声速燃烧的影响,获得了试验手段难以得到的燃烧室流场参数和性能数据。完成了相应的煤油燃料超声速燃烧室二维数值计算,其中匹配了进口总温、总压、马赫数、氧气摩尔分数和工作当量油气比。将数值计算结果与相应试验测量值进行了对比分析,并结合燃烧室流场数据、性能参数分析了H2O和CO2污染的动力学影响、以及对燃烧室性能的影响。研究表明:(1)数值计算结果与实验测量值总体上吻合,两种手段均体现了纯净空气来流时不同煤油当量油气比的燃烧室性能,并反映了一致的“污染效应”影响趋势;(2) H2O污染、H2O+ CO2污染的存在降低了煤油燃料超声速燃烧室性能,体现在燃烧诱导压升、燃烧效率、流向冲量增量的下降,而且随着污染组分含量的增加,燃烧室性能下降越加显著。 相似文献