超燃冲压发动机低动压燃烧特性研究
发布时间：2020-12-06 21:44
高超声速飞行器作为一种新型飞行器,为实现大空域超高声速飞行要求,低动压飞行将成为必然。超燃冲压发动机作为其最佳动力装置,低动压飞行条件将为超声速燃烧的稳定性和高效性带来挑战。一方面随飞行动压的下降,环境压力大幅下降,促使燃烧室压力下降引起化学反应速率降低;另一方面,飞行动压降低使燃烧室入口流速增加,缩短了燃料在燃烧室内的驻留时间,使有限长度燃烧室内的煤油掺混、点火、稳定燃烧更加困难。恰当的温度压力条件和燃料与氧化剂分子尺度上的混合是实现燃烧的前提条件,基于此本文从化学反应动力学和燃料掺混两个角度针对动压变化对超声速燃烧的影响开展了研究工作,主要研究内容如下:首先,通过发动机零维性能评估模型分析了动压、燃烧效率及燃油当量比变化对冲压发动机性能的影响,获得了飞行动压10-50kPa,飞行马赫数2-7,燃烧效率0.8-0.95下燃烧室内平均温度和压力范围为进一步研究温度压力对化学反应动力学的影响做铺垫。其次,借助Chemkin/Cantera采用预混层流火焰燃烧模型分析了燃烧室平均温度和压力对点火迟滞时间、反应时间、层流火焰传播速度、反应面厚度的影响,紧接着基于预混层流火焰特性参数和湍流燃烧...
【文章来源】：哈尔滨工业大学黑龙江省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：101 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
类发动机的比冲随马赫数的变化
为无法解决超声速气流中无法燃烧的问题，在 2001 年被迫终止。本文究的变几何燃烧室冲压发动机在低动压条件下也可能面临无法燃烧的第三阶段：2001 年，NASA 联合 DARPA 提出国家航空航天倡议（N国超声速飞行器技术发展进入新的高峰期。NASP 计划失败后，美国计陆、海、空、天为一体的全球快速打击体系，对全球任意目标进行短时打击。在 NAI 引导下，实施了一系列联系紧密的高超声速研究计划yper-x、HyFly、Falcon 和 X-51A 计划。1997 年，NASA 发起著名的 H划，目标测试超燃冲压发动机，并研究可重复使用的飞行器一体化技术-43A、X-43B、X-43C、X-43D 飞行器进行试验。其中 X-43A 飞行器使燃料，对超燃冲压发动机的实际性能进行了三次飞行试验，2004 年 3 月成功完成了第二次和第三次飞行试验，最高飞行马赫数分别为 6.83 和-43B 为概念验证机，计划采用 RBCC 或 TBCC 作为动力系统；X-43C限制，飞行试验取消；X-43D 用于验证氢燃料超燃冲压发动机性能，预马赫数可达 15。X-43 飞行测试的成功，对于实现吸气式双级入轨飞行非常重要的意义[6]。
哈尔滨工业大学工学硕士学位论文何冲压发动机国内外研究现状组合发动机类型有火箭基组合发动机(RBCC)和涡轮基中 RBCC 发动机是一体化程度最高的组合发动机，其两倍，但是 RBCC 的性能仍然远低于 TBCC 发动机[赖于涡轮发动机和冲压发动机的工作性能，为保证冲压性能要求涡轮发动机加速至马赫数 4，但目前涡轮发动 2.5，导致组合发动机动力模式转换过程中出现速度连1-3 所示。为解决该问题提出拓展涡轮发动机的工作上工作下限，但目前还没有可以有效提高涡轮发动机工冲压发动机是拓宽冲压发动机工作范围的有效手段变燃烧室及尾喷管方面，国内外就此展开了积极研究
【参考文献】：
期刊论文
[1]欧洲高超声速技术发展路线研究[J]. 牛文,王自勇,叶蕾. 战术导弹技术. 2013(06)
[2]Scramjet尾喷管几何调节方案的计算与实验研究[J]. 葛建辉,徐惊雷,庞丽娜,莫建伟. 推进技术. 2013(09)
[3]超声速燃烧中的特征尺度及影响因素[J]. 李晓鹏,张泰昌,齐力,范学军. 航空动力学报. 2013(07)
[4]俄罗斯计划进行高超声速飞行试验[J]. 李璟,车易. 飞航导弹. 2013(05)
[5]超声速湍流燃烧火焰面模型理论分析[J]. 范周琴,刘卫东,孙明波,王振国,庄逢辰. 中国科学:技术科学. 2012(04)
[6]冲压发动机模型燃烧室低压燃烧性能试验[J]. 牛志刚,费立群,冯守义,何小民. 推进技术. 2011(04)
[7]模型冲压发动机低压条件下燃烧效率试验[J]. 罗文雷,潘余,谭建国,王振国. 推进技术. 2010(03)
[8]宽马赫数范围高超声速进气道伸缩唇口式变几何方案[J]. 金志光,张堃元. 宇航学报. 2010(05)
[9]变几何喉道对超燃冲压发动机点火与燃烧性能的影响[J]. 潘余,李大鹏,刘卫东,梁剑寒,王振国. 推进技术. 2006(03)
[10]蒸发式稳定器低压高温试验[J]. 王健,张力,苏祥荣. 推进技术. 2006(03)
博士论文
[1]超声速湍流燃烧火焰面模型判别建模及应用研究[D]. 范周琴.国防科学技术大学 2011
[2]化学平衡假设和火焰面模型在超燃冲压发动机数值模拟中的应用[D]. 邢建文.中国空气动力研究与发展中心 2007
硕士论文
[1]不同氧氛围对正庚烷层流预混火焰燃烧动力学的影响机理研究[D]. 张康平.重庆大学 2017
[2]宽马赫数运行冲压发动机的热力性能优化分析[D]. 王友银.哈尔滨工业大学 2016
[3]美国高超声速飞行器发展历程研究[D]. 李益翔.哈尔滨工业大学 2016
[4]亚燃冲压发动机燃烧室数值仿真与试验研究[D]. 王复杰.国防科学技术大学 2008
本文编号：2902075
【文章来源】：哈尔滨工业大学黑龙江省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：101 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
类发动机的比冲随马赫数的变化
为无法解决超声速气流中无法燃烧的问题，在 2001 年被迫终止。本文究的变几何燃烧室冲压发动机在低动压条件下也可能面临无法燃烧的第三阶段：2001 年，NASA 联合 DARPA 提出国家航空航天倡议（N国超声速飞行器技术发展进入新的高峰期。NASP 计划失败后，美国计陆、海、空、天为一体的全球快速打击体系，对全球任意目标进行短时打击。在 NAI 引导下，实施了一系列联系紧密的高超声速研究计划yper-x、HyFly、Falcon 和 X-51A 计划。1997 年，NASA 发起著名的 H划，目标测试超燃冲压发动机，并研究可重复使用的飞行器一体化技术-43A、X-43B、X-43C、X-43D 飞行器进行试验。其中 X-43A 飞行器使燃料，对超燃冲压发动机的实际性能进行了三次飞行试验，2004 年 3 月成功完成了第二次和第三次飞行试验，最高飞行马赫数分别为 6.83 和-43B 为概念验证机，计划采用 RBCC 或 TBCC 作为动力系统；X-43C限制，飞行试验取消；X-43D 用于验证氢燃料超燃冲压发动机性能，预马赫数可达 15。X-43 飞行测试的成功，对于实现吸气式双级入轨飞行非常重要的意义[6]。
哈尔滨工业大学工学硕士学位论文何冲压发动机国内外研究现状组合发动机类型有火箭基组合发动机(RBCC)和涡轮基中 RBCC 发动机是一体化程度最高的组合发动机，其两倍，但是 RBCC 的性能仍然远低于 TBCC 发动机[赖于涡轮发动机和冲压发动机的工作性能，为保证冲压性能要求涡轮发动机加速至马赫数 4，但目前涡轮发动 2.5，导致组合发动机动力模式转换过程中出现速度连1-3 所示。为解决该问题提出拓展涡轮发动机的工作上工作下限，但目前还没有可以有效提高涡轮发动机工冲压发动机是拓宽冲压发动机工作范围的有效手段变燃烧室及尾喷管方面，国内外就此展开了积极研究
【参考文献】：
期刊论文
[1]欧洲高超声速技术发展路线研究[J]. 牛文,王自勇,叶蕾. 战术导弹技术. 2013(06)
[2]Scramjet尾喷管几何调节方案的计算与实验研究[J]. 葛建辉,徐惊雷,庞丽娜,莫建伟. 推进技术. 2013(09)
[3]超声速燃烧中的特征尺度及影响因素[J]. 李晓鹏,张泰昌,齐力,范学军. 航空动力学报. 2013(07)
[4]俄罗斯计划进行高超声速飞行试验[J]. 李璟,车易. 飞航导弹. 2013(05)
[5]超声速湍流燃烧火焰面模型理论分析[J]. 范周琴,刘卫东,孙明波,王振国,庄逢辰. 中国科学:技术科学. 2012(04)
[6]冲压发动机模型燃烧室低压燃烧性能试验[J]. 牛志刚,费立群,冯守义,何小民. 推进技术. 2011(04)
[7]模型冲压发动机低压条件下燃烧效率试验[J]. 罗文雷,潘余,谭建国,王振国. 推进技术. 2010(03)
[8]宽马赫数范围高超声速进气道伸缩唇口式变几何方案[J]. 金志光,张堃元. 宇航学报. 2010(05)
[9]变几何喉道对超燃冲压发动机点火与燃烧性能的影响[J]. 潘余,李大鹏,刘卫东,梁剑寒,王振国. 推进技术. 2006(03)
[10]蒸发式稳定器低压高温试验[J]. 王健,张力,苏祥荣. 推进技术. 2006(03)
博士论文
[1]超声速湍流燃烧火焰面模型判别建模及应用研究[D]. 范周琴.国防科学技术大学 2011
[2]化学平衡假设和火焰面模型在超燃冲压发动机数值模拟中的应用[D]. 邢建文.中国空气动力研究与发展中心 2007
硕士论文
[1]不同氧氛围对正庚烷层流预混火焰燃烧动力学的影响机理研究[D]. 张康平.重庆大学 2017
[2]宽马赫数运行冲压发动机的热力性能优化分析[D]. 王友银.哈尔滨工业大学 2016
[3]美国高超声速飞行器发展历程研究[D]. 李益翔.哈尔滨工业大学 2016
[4]亚燃冲压发动机燃烧室数值仿真与试验研究[D]. 王复杰.国防科学技术大学 2008
本文编号：2902075
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