外凹腔点火及火焰稳定性能研究

发布时间：2020-09-16 20:51

　　 涡轮冲压组合发动机(TBCC)以其单位推力大、飞行包线宽和可重复使用等优势,成为当前最有发展前途的高超声速动力装置之一,多模态燃烧室作为其主要部件,面临工作范围宽、流动状态变化大、点火和火焰稳定困难等特点。本文针对多模态燃烧室宽范围工作条件,通过数值模拟和试验研究的方法,开展基于外凹腔稳定器的点火和火焰稳定技术研究,主要工作包括:数值模拟研究了不同结构参数外凹腔稳定器和外凹腔+径向槽稳定器在不同来流参数下的流动特性。流场结果表明,外凹腔稳定器内回流区尺寸随长深比增加而增大,而后缘角变化对回流区影响较小;凹腔质量交换率随长深比增加而增加,随后缘角和来流速度增加而减小。对于外凹腔+径向槽稳定器,在径向槽中心截面位置处凹腔内的回流区随径向槽后缘与凹腔前缘的轴向间距S减小而减小,涡心则随S减小而向凹腔外移动,当间距小于0时,凹腔内回流区消失。凹腔的质量交换率随间距S增大而减小,随后掠角度增大而增大,而来流参数对质量交换律影响较小。在V=50m/s来流条件下,对D=15mm,L/D=5,θ=30°结构外凹腔稳定器进行了PIV流场测试。结果表明凹腔内存在轴向回流区,且该回流区的涡心位于凹腔中心偏前的位置,凹腔的质量交换律为1.997%,回流量为0.920%。对S=0mm,β=20°结构凹腔+径向槽稳定器的流场测试结果表明,此时外凹腔内回流区已消失,在径向槽中心截面上气流从凹腔沿径向槽后壁向轴心流动。试验测量了外凹腔稳定器和凹腔+径向槽稳定器的总压特性,试验结果表明凹腔稳定器的总压恢复系数随来流速度增加而降低,结构参数对其影响较小;凹腔+径向槽稳定器的总压恢复系数随来流速度增加而降低,随间距S增大而增大。开展了不同结构稳定器在不同来流条件下(V=50~150m/s,T=600~900K)的点熄火性能试验。外凹腔稳定器试验结果表明,来流速度增加,对于L/D=5和7结构,点火当量比下降,对于L/D=3结构,点火当量比先减小后趋平。在低速下(V≤100 m/s),点熄火当量比随来流温度和长深比增加而增加,L/D=3的凹腔点熄火当量最低,L/D=5的凹腔在高速下(V=150 m/s)点熄火范围最宽。而在低速下(V≤100 m/s)后缘角增大,点熄火当量比减小,θ=90°的凹腔点熄火当量比较低,在高速下(V=150 m/s)则是θ=30°的凹腔点熄火范围最宽。凹腔+径向槽稳定器实验结果表明S=10mm、β=20°结构在所有来流条件下都点火成功,点火当量比随速度增加而减小,随温度增加而增加;增大径向槽后掠角和减小间距S不利于在高速和低温工况下点火和火焰稳定,增大S则不利于火焰传播。基于凹腔+径向槽稳定器的研究成果,设计了凹腔+径向槽多模态燃烧室结构方案,并对多模态燃烧室在典型工况下的流动特性、油雾分布、燃烧特性进行了数值模拟研究。结果表明,所设计的燃烧室方案在各工况下凹腔内均形成低速回流区,并在径向槽中心截面形成了从凹腔沿径向槽后壁燃烧室轴心方向的流动,形成利于传焰的流动条件。浓度场计算结果表明,不同工况下凹腔内油雾浓度在0.05,在径向槽下游存在局部富油区和贫油区;温度场计算结果表明,在各工况下均点火成功,凹腔内着火后沿着径向槽向燃烧室轴心方向传播,在径向槽下游220mm连焰成功。
【学位单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位年份】：2018
【中图分类】：V231.2
【部分图文】：

第一章 绪论究背景动力发展的目标和方向是要求动力装置可以在更宽广的高度和速度、航程长、可重复利用[1]。涡轮发动机性能良好，但是在高度超过赫数情况下性能变差。冲压发动机在高马赫数下有良好的性能，但为止，对于要求高度 0-40km，飞行马赫数从亚音速、跨声速到超音种发动机能独立完成其整个飞行包线内的推进任务[2]。图 1.1 是各种变化。TBCC（Turbine Based Combined Cycle）涡轮基组合发动机[机的工作循环组合在一起，使飞行器在亚声速、超声速、高超声速。TBCC 发动机单位推力大，耐久度高，使用常规飞行器所用燃油比如巡航导弹、战斗机、隐形轰炸机等的动力装置。使用此动力装着陆，使用现有的机场和维护基地等设施，从而大大减少经费，性展前途的高超声动力装置之一[4]。

图 1.2 串联式涡轮冲压组合发动机规的 TBCC 发动机工作过程按顺序分为三个，涡轮加速过程，模态转换过程和冲]。起飞时，速度低，此时多模态燃烧室是涡轮发动机的加力燃烧室；随着飞行高步提升，发动机工作模式由涡轮模态向冲压模态转换，转换过程要求燃烧室稳定推力，以实现平稳过渡；当速度进一步提升，大多数气流从旁路进入超级燃烧室相当于冲压燃烧室。发动机工作模态设计为在 Ma<2.5 的情况下处于涡轮工作a<3 的情况属于涡轮冲压共同工作状态，Ma>3 的情况处于冲压工作模态[7]。图1.3为理。

图 1.2 串联式涡轮冲压组合发动机的 TBCC 发动机工作过程按顺序分为三个，涡轮加速过程，模态转换过程和起飞时，速度低，此时多模态燃烧室是涡轮发动机的加力燃烧室；随着飞行提升，发动机工作模式由涡轮模态向冲压模态转换，转换过程要求燃烧室稳力，以实现平稳过渡；当速度进一步提升，大多数气流从旁路进入超级燃烧当于冲压燃烧室。发动机工作模态设计为在 Ma<2.5 的情况下处于涡轮工3 的情况属于涡轮冲压共同工作状态，Ma>3 的情况处于冲压工作模态[7]。图1.3。

【参考文献】

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本文编号：2820361