中心支板燃烧室模态转换特性及其转换边界研究

发布时间：2020-07-28 15:13

【摘要】：为了满足在宽来流马赫数范围内进行高性能飞行工作的要求,双模态超燃冲压发动机需要在不同的来流马赫数下采用不同的模态进行工作,因此双模态冲压发动机的燃烧模态选择对其在宽马赫数下高性能工作有重要影响。中心支板燃烧室相比于其他构型燃烧室有其独特的燃烧组织方式,燃烧释热区存在于燃烧室通道中心,这导致在模态转换过程中会产生独特的流场特性,针对中心支板燃烧室所带来的独特的燃烧模态转换特性进行研究是必要的。因此,本文为了研究中心支板燃烧室模态转换过程,开展了如下几方面的研究工作:针对双模态超燃冲压发动机燃烧室中流动燃烧耦合作用会产生复杂的动态流场这一问题,开展了在燃烧释热和来流马赫数变化条件下隔离段激波串演化过程研究。研究表明,与隔离段背压线性增加条件相比,燃烧释热作用下的隔离段激波串运动特性有较大不同;在燃烧释热逐渐增加的过程中,流动与燃烧相互作用会导致壁面火焰向来流上游前传的现象,这种燃烧火焰沿壁面前传并熄灭的现象与燃烧区上游壁面回流区作用有关;根据燃烧流动作用下隔离段激波串的运动过程,可以将激波串的发展演化过程分为三个阶段,这三个阶段对应着不同的模态过程;通过考虑燃烧释热与来流马赫数引起的激波串运动路径变化,发现了隔离段激波模式对两者的影响作用,且会导致激波串的迟滞现象,来流马赫数通过改变激波模式,对激波串运动过程中的迟滞现象影响更大。对于在超声速燃烧流动耦合作用下燃烧室模态转换过程中发生的流场特性,开展了基于地面超声速燃烧实验的模态转换过程分析研究。研究表明,随着燃烧释热的增加,在模态转换过程中燃烧室壁面的压力发生了折转突变现象,这种压力折转现象会导致燃烧室中推力的变化;在相似条件的数值模拟计算中,同样获得了相同的压力折转变化现象,通过流场结构分析及热力学推导可以证明压力折转现象与隔离段中激波串发展过程中流量壅塞有关,由边界层变化形成的热力喉道及边界层对燃烧室中芯流的作用会使压力发生折转变化。根据数值模拟获得的流场结构,提出了基于隔离段流动壅塞的气动模型,并通过模型对燃烧实验压升折转突变现象的发生进行了预测。针对可以影响燃烧模态发生变化的因素,开展了来流马赫数与燃烧室扩张比这两种因素对燃烧模态转换的影响研究。根据超声速地面实验与数值模拟获得的结果表明,隔离段入口来流马赫数与燃烧室面积比变化对燃烧室模态转换有重要影响,来流马赫数减小会导致燃烧释热更加集中,超声速区逐渐减小,通过减小来流速度,减小了当地马赫数,从而促使燃烧室从超燃模态转换到亚燃模态;燃烧室扩张比减小导致燃烧的释热空间减小,同样会导致燃烧释热集中,且会使当地静温更高,从而通过提高当地声速,导致燃烧室从超燃模态转换到亚燃模态。基于对中心支板燃烧室模态转换流场结构及流场特性研究,在燃烧壅塞和气动壅塞两种工作模式下,给出了中心支板燃烧室构型燃烧模态的定义及划分方法,通过对燃烧模态转换因素进行分析,提出了基于动量比、当量比和面积比三种无量纲量确定燃烧室工作状态的方法,并根据地面实验数据获得了变量空间中的工作状态,给出了燃烧模态的边界及燃烧模态边界的度量方法。对不同影响因素下燃烧模态边界的作用进行了分析和对比,结果指出燃烧室面积变化可以实现更宽范围的燃烧模态边界变化。
【学位授予单位】：哈尔滨工业大学
【学位级别】：博士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V231.2
【图文】：

工作性能,发动机,类型

离打击战略目标，有效改变攻防作战形式。而吸气式高超带氧化剂，具有大射程、速度快、突防能力强、杀伤威力点，是大气层内进行高超声速飞行的最佳动力；目前吸气究已成为当今世界各军事强国的发展目标，是近年来航空高点，有望成为最有前途的航空航天动力系统之一。超燃冲压发动机作为吸气式高超声速飞行器动力装置中，其除去了涡轮发动机中压缩来流空气的压气机，通过自生的激波对来流进行压缩，提高燃烧室中的静压和静温在高来流马赫数下叶片温度过高对材料限制的问题，因此作在更高的来流马赫数下[1-4]，特别是在来流马赫数为 4比冲高于固体火箭发动机[5]，在 2000 公里到 6000 公里的置的高超声速导弹有强大的突防能力，同时由于在大气层行速度比涡轮发动机更快，所以双模态超燃冲压发动机可级或单级入轨空天飞机的动力系统。图 1-1 为不同动力飞范围内的比冲性能。

过程图,模态转换,双模态,燃烧室

烧释热增加了隔离段出口背压，导致隔离段壁面有较大的边层激波相互作用引起的激波串结构压缩来流使得其进入燃烧态气流，燃烧室处于亚声速工作状态，此时为亚燃模态，在燃导致热力喉道出现，从而将燃烧室中亚音速来流转换为超声速于图中 a 部分；随着来流马赫数的提高，来流总焓逐渐增大，来流所造成的高温问题及强激波压缩损失，需要使隔离段中的弱，壁面边界层分离变小，进而减小激波串对来流的压缩效果来流变为超声速，此时为超燃模态，超燃模态下燃烧室中通过继续加速超声速来流，此时对应于图中 b 部分；当来流马赫数的总温大大增加，隔离段中不存在激波压缩作用，燃烧室完全中，对应于图中 c 部分。以上的整个双模态超燃冲压发动机烧室内来流与释热所导致的双模态冲压发动机流场的典型特性赫数的增加，为了实现更好的发动机性能（比冲和推力），需要流条件匹配不同的燃烧模态，多种燃烧模态与相应来流条件的模态冲压发动机高效工作的前提条件。

压力分布,构型,燃烧室

杨庆春[10]和张岩[11]分别依据对模态的的定义划分，也随着对双模态燃烧室不断的认识和中由于只能获得燃烧室沿程的压力分布，且通过一快速且简单，便于在工程中的应用，因此燃烧模态中所获得的一维参数进行划分。学分析方法[12,13]和对发动机进行一维建模的方法[宏观工作状态信息，并获得发动机工作的总体性能r W H 和 Pratt D T[18]较早的提出了使用隔离段出口流速度作为燃烧模态的判定准则。当该横截面上的工作在亚燃模态，此时在燃烧室下游会有一处热力气流被加速到超声速，同时隔离段中由于燃烧室反面上的气流速度为超声速时，燃烧室工作在超燃模离段中可能产生斜激波或无激波形成，燃烧室中向上游传播。这种分类方式简单，但对于不同的燃速度很难确定，在实验中很难通过数据进行测量和

【引证文献】