喷注方式对双模态冲压发动机燃烧稳定性的影响
冲压发动机燃烧不稳定现象及其机理
2.3 超声速燃烧不稳定
第一类机理属于流动不稳定性机理。这类机理强调流动扰动，包括激波与 剪切层相互作用引起的流动扰动、凹腔引起的流动扰动等。若这些流动扰 动足够大，则会促使燃料喷注射流失稳，进而使高强度释热引起的马赫反 射变得不稳定，形成燃烧室内大幅压力振荡。
典型的如 Choi 等的研究，他们采用计算流体力学耦合氢氧详细化学反应 机理，分辨出了超燃冲压发动机燃烧室内很强的非定常流动特性。
2.3 超声速燃烧不稳定
该项研究发现，激波与剪切层相互作用可能触发剪切层不稳定性，从而生 成大的流动扰动;另外，有凹腔存在时凹腔则会产生更大的流动扰动。来 自剪切层或凹腔的扰动使垂直喷注的燃料射流失稳，由此形成的流动非定 常性会使高强度释热在喷口上方所形成的马赫反射变得不稳定，从而导致 上壁面强烈的压力脉动。
另外，还有试验结果表明,火焰区的几何形状对不稳定燃烧的强度有很大 影响,即改变火焰几何形状是控制不稳定燃烧的一种方法。
2.2 亚声速燃烧不稳定
2.2 亚声速燃烧不稳定
2.3 超声速燃烧不稳定
长期以来，对于超声速燃烧不稳定是否存在，学术界主流的想法是由于声 波不能在超声速流动环境中向上游传播，非定常燃烧过程引起的任何流动 振荡将从发动机出口排出而不会与火焰区相互作用，从而不会形成“驱动 和维持燃烧振荡所需的”闭环反馈循环，因而当时的学术界认为超燃冲压 发动机不会发生燃烧不稳定性。
2.2 亚声速燃烧不稳定
通过进行大量试验观察，一般认为, 存在于燃烧室的火焰中心区域的大尺 度旋涡结构的不稳定热释放是造成亚燃冲压发动机纵向不稳定燃烧的主要 原因。
燃料喷注位置对于RBCC超燃模态性能的影响
燃料喷注位置对于RBCC超燃模态性能的影响张时空;李江;秦飞;魏祥庚;叶进颖;汤祥【摘要】为实现二元结构火箭基组合循环(RBCC)发动机在超燃模态下较优的工作性能,开展了数值模拟研究.使用二阶TVD格式差分算法,结合十二步乙烯简化动力学模型,分析了RBCC超燃模态下的冷热态流场,评定燃料喷注位置对发动机性能的影响.数值模拟结果表明,支板火箭关闭情况下,乙烯燃料RBCC发动机可在流道内组织燃烧、建立室压;将燃料在支板与凹腔中间靠上游位置喷注,可获得较好的发动机总体性能,此时发动机内推力增益可达9％以上;支板火箭底部的高温低速回流区有助于维持燃料高效燃烧释热.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2015(038)006【总页数】6页(P798-803)【关键词】火箭基组合动力循环(RBCC);超燃模态;数值模拟;燃烧性能;回流区【作者】张时空;李江;秦飞;魏祥庚;叶进颖;汤祥【作者单位】西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室,西安710072;西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室,西安710072;西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室,西安710072;西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室,西安710072;西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室,西安710072;西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V438火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)动力系统集成了吸气式发动机和传统火箭动力系统的特点。
RBCC发动机包含引射/亚燃冲压/超燃冲压/火箭等多个模态，可灵活组合其中的各个模态，在宽空域和广速域具有较好的整体性能。
RBCC动力系统可满足飞行器高超声速加速、巡航和空天运输的要求。
RBCC超燃模态研究在国内外已经取得一定进展[1-3]。
美国兰利研究中心于20世纪70年代提出了支板的概念[4]，发动机在流道中使用支板结构，工作范围Ma=0～7。
双模态冲压发动机中的模态转换研究综述
双模态冲压发动机中的模态转换研究综述双模态冲压发动机（Dual-Mode Scramjet Engine）是一种以超音速飞行为主的发动机，它能够在亚音速和高超音速时段进行模态转换。
通过在不同的飞行阶段选择合适的工作模式，双模态冲压发动机可以实现更高效率的推力输出。
本文将对双模态冲压发动机中的模态转换研究进行综述。
首先，双模态冲压发动机的模态转换主要包括初始模态转换和大范围模态转换。
初始模态转换是指在从亚音速向高超音速飞行转变过程中的模态转换，而大范围模态转换是指在高超音速飞行过程中，由于飞行条件的变化而需要进行的模态转换。
在初始模态转换方面，有两种常见的方式。
第一种方式是通过改变进气道几何形状来实现。
在亚音速时，进气道较长且较窄，以适应较低的进气速度和压力。
而在高超音速时，进气道会变短并且扩张，以适应较高的进气速度和压力。
第二种方式是通过引入可调节的进气道活门来实现。
这种方式可以在不改变进气道几何形状的情况下，通过调节活门的开闭程度来实现模态转换。
在大范围模态转换方面，研究主要集中在动力喷管的设计和控制上。
动力喷管是冲压发动机中的一个重要组成部分，它的目的是将燃料燃烧产生的高温高压气体转化为喷射气流，从而产生推力。
在高超音速飞行阶段时，动力喷管需要能够耐受高温高压气体的冲击，并且能够将喷射气流有效地加速到超音速。
在模态转换时，动力喷管需要通过改变喷嘴的几何形状和调整燃烧室的工作参数来适应不同的飞行条件。
此外，双模态冲压发动机中的模态转换还需要考虑飞行控制系统的设计。
飞行控制系统需要根据当前的飞行状态和任务要求，自动选择合适的工作模式和参数，并实时调整发动机的工作状态，以实现最佳的飞行性能和效率。
总之，双模态冲压发动机中的模态转换是一项复杂的技术研究。
它需要在设计上考虑进气道、动力喷管和飞行控制系统等多个方面的问题，以实现在不同飞行条件下的高效推力输出。
随着研究的不断进展，双模态冲压发动机将有望在未来的航空航天领域发挥重要的作用。
燃料喷射位置对凹槽火焰稳定特性的影响
第２ ５卷
第 ４期
空
气
动
力
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报
Ｖｏ ．５。Ｎｏ． １２ ４
Ｄｅ Ｃ．， ０ ２０ ７
２０ ０ ７年 ｌ ２月
ＡＣＴＡ ＡＥＲｏ ＤＹＮＡＭ Ｉ ＣＡ Ｉ ＣＡ Ｓ ＮＩ
文 章 编 号 ： ２ ８ １２ （０ ７ ０ —５ １０ ０ ５ — ８ ５ ２ ０ ）４０ ２ —５
上得 到均匀 的 油气混 合 物 ， 在点 火 的瞬间保 持稳 定 并
的火焰 。在 国内 ， 京动 力 机械研 究所 与西 北工业 大 北 学合 作 ， 氢燃 料 双模态 超 声速模 型燃 烧室 中设计 了 在 凹槽 作 为火焰 稳 定 器 Ｊ 司徒 明等人 Ｊ 双 凹槽 和 。 对 预燃 室结 构下 的超 声 速煤 油燃 烧进 行 了研 究 。Ｙ ｕ等
摘
要 ： 用 混 合 分 数 平 衡 化学 模 型 ． 烧 与 紊 流 相 互 作 用 的 Ｐ Ｆ模 型 和离 散液 滴 模 型 ， 究 了 不 同 位 置 喷 射 燃 料 采 燃 Ｄ 研
对 双模 态 冲 压 发 动 机 燃 烧 室 中煤 油 超 声 速 燃 烧 凹槽 火 焰 稳 定 特 性 的影 响 。结 果 表 明 ， 凹槽 内 均 出 现 燃 料 和 空 气 的 混气 ， 及燃 烧 产 生 的 高温 区 ， 以达 到 稳 定 火 焰 ， 强 燃 烧 的 目的 ； 凹 槽 局 部 参 数 以 及 燃 烧 室 壁 面 静 压 的 分 布 以 可 增 从 来看 ， 凹槽 上 游 ０位 置 喷 射 燃 料 ， 有 利 于 燃 料 与 空 气 的 混 合 、 烧 ， 且 燃 烧 室 总 压 损 失 较 小 ， 最 佳 的 喷 射 方 更 燃 并 是 式 。验 证 了 我 们 在 实 验 研 究 中 的所 采 取 的设 计 方 案 。 同 时 ， 关 煤 油 超 声 速 燃 烧 的 研 究 可 以 通 过 数 值 实 验 ， 对 有 并 实验测量起到指导作用 ， 而减少风洞实验次数。 从 关键词 ： 双模 态 冲 压 发 动 机 ； 凹槽 火 焰 稳 定 器 ； 射 位 置 ； 声 速 燃 烧 ； 值 分 析 喷 超 数 中图 分 类 号 ： ２ １２ Ｖ３ ． 文献 标 识 码 ：Ａ
Ma4～7双模态冲压发动机燃烧室热力工作过程与性能潜力研究
Ma4～7双模态冲压发动机燃烧室热力工作过程与性能潜力研究如何进一步提升性能、改善推力是目前双模态冲压发动机研究中的重点,获得冲压发动机的性能潜力及其实现条件则是解决该问题的前提。
本论文从经典一维复杂加热管流的气动热力学理论分析出发,以双模态机制最新认识为基础,详细分析了双模态冲压发动机燃烧室热力工作过程所有可能的热力循环路径,通过损失分析收缩了最优工作过程的热力循环路径范围,以其中确定为最优的典型路径特点为原型,建立了以特征马赫数为表征的、代表一族可产生最优性能热力过程的等效热力工作过程模型,完善了描述这种热力工作过程所需的物理模型,经燃烧试验验证,形成了一套双模态冲压发动机等效热力工作过程与性能潜力关系的分析方法。
该方法全面考虑气体组分变化、比热比变化、燃烧产物离解、壁面摩擦力和热损失的影响,可以快速地评估发动机燃烧室入口参数、面积/释热匹配与性能潜力之间的关系。
采用上述方法,在飞行马赫数4~7范围内,研究了双模态冲压发动机燃烧室热力工作过程与性能之间的关系,以及一些影响因素(包括入口条件、当量比、飞行轨道高度以及尾喷管膨胀程度)对这些关系的影响程度,从中发现了性能潜力的实现条件,总结了双模态冲压发动机性能潜力受燃烧室入口条件与热力工作过程影响的灵敏度关系,该关系可用于指导双模态冲压发动机流道一体化和性能优化设计。
通过这些研究,形成了对双模态冲压发动机工作过程设计与控制的系统认识,指出了为获得最优热力工作过程需要在燃烧组织技术方面努力的方向。
采用上述方法,在飞行马赫数4~7范围内,通过研究典型地面模拟设备污染组分条件对双模态冲压发动机性能与热力工作过程关系的影响程度,从获得最优性能的角度(不涉及熄火边界),推荐在地面试验中采用适当设备,获得最优热力工作过程,按照这个工作过程针对纯空气条件重新设计燃烧室扩张比的方法,并结合污染组分对燃烧组织结果的影响,修正设计燃烧室关键结构参数。
本论文的研究证明,所建立的燃烧室特征马赫数为表征的燃烧室热力工作过程等效分析方法,在认识燃烧室热力工作过程规律、辅助设计燃烧室关键技术参数方面具有很好的应用前景,值得进一步应用和推广。
RBCC混合燃烧模式下燃料喷注位置对燃烧性能影响研究
ｇ ｇｉ ｅ ｔ ｎｐ ｓ ｉｎ ｅｓｍ ｓ ｃ ｎ ｉｏ ．Ｔ ｅｅ ｐ ｒ ｎ ｒｓ ｌｓ ｏ ｓｔ ｒ ｊｃ ｏ ｓ ｎｔｅｃｍ ｕｔ ｎｃ ｕｄｉ ｐ ｏｅ ｉ ｊｃｉ ｏ ｉｏ ｓ ｎｔ ａ ｅｔ ｔ ｏ ｄｔ ｎ ｈ ｘ ｅ ｍｅ ｔ ｅｕｔ ｈ ｗ ｅｆ ｅｉ ｅ ｔ ｎ ｏ ｂ ｓ ｏ ｏ ｌ ｒ ｎ ｎ ｏ ｔ ｉ ｈ ｅ ｉ ｉ ｈ ｏ ｎ ｉ ｉ ｈ ｉ ｍ ｖ
ＲＢＣＣ ｓｒ ｓ ａ ｃ ｎ ｔ ｅ ｄｒ ｃ ｏ ｅ ｔｔｓ ｙ ｔｍ ．Ｔｈｅｃ ｍｂｕ ｔｏ ｒ ｓ ｕ ｅａ ｏ ｗａ ｅ ｅ ｒｈ ｏ ｈ ｉｅ ｔｃ ｎｎ ｃ ｅ ｔｓ ｓｅ ｏ ｓｉｎ ｐ ｅ ｓ ｒ ｎｄ ｃ ｍｂｕ ｔｏ ｅ ｏ ａｎ ｅＷａ ｏ ｓｉｎ ｐ ｒ ｒ ｆ ｍ ｃ ｓ ｃ ｍｐａｅ ｙ ｃ ａ — ｒ ｄ ｂ ｈ ｎ
（ 北 工 业 大 学 航 天学 院 ， 安 西 西 ７ ０７ ） １０ ２
摘要 ： 通过数值模拟发现 ， 喷注位置前移有利 于改善燃烧性 能。为 了更加 细化探 讨 ， 直连式 实验 台上进行 了进 一步 在
的 实验 研 究 ， 究 了 Ｒ Ｃ 研 Ｂ Ｃ混 合 燃烧 模 式 中燃 料 喷 注 位 置 对 燃 烧 性 能 的影 响 。 实验 中 ， 细 比较 了相 同 实验 条 件 、 同喷 详 不
固 体 火 箭 技 术
第 ３ 第 ６期 ３卷
Ｊ ｕ ｎ ｌｏ ｏ ｉ ｏ ｋ ｔＴ ｃ ｎ ｌｇ ｏ ｒ ａ ｆＳ ｌ Ｒ ｃ ｅ ｅ ｈ ｏｏ ｙ ｄ
Ｒ Ｃ 混 合 燃 烧 模 式 下燃 料 喷 注位 置 Ｂ Ｃ 对 燃 烧 性 能 影 响 研 究①
万少文 ， 国强 ， 何 刘佩进 ， 潘科 玮
ＷＡ ｂ ｏｗ ｎ Ｈ ｕ —ｉ ｇ ＬＵ Ｐ ｉｉ，Ｐ Ｎ Ｋ — ｅ Ｎ Ｓ ａ —ｅ ， Ｅ Ｇ ｏｑａ ， Ｉ ｅ－ｎ Ａ ｅｗ ｉ ｎ ｊ
水冲压发动机燃烧稳定性数值研究
水冲压发动机燃烧稳定性数值研究本文旨在研究微小发动机在更安全和更高效率下进行燃烧时的稳定性。
水冲压发动机是最新发明的发动机，它可以以更高的效率将燃料转化为动能，具有应用前景。
然而，由于发动机的结构和复杂性，对其燃烧过程的稳定性的研究至关重要。
本文将介绍水冲压发动机的燃烧稳定性的研究，并提出有助于改善其燃烧稳定性的建议。
水冲压发动机是一种新型发动机，其结构和理念比传统发动机更为复杂。
该发动机的核心部件是燃料喷射系统和水冲压系统，它将二者结合起来，使燃料在水冲压环境下被喷射，从而获得更高的动力效率。
然而，由于发动机本身的复杂性，它在工作时会受到外界环境因素的影响。
这就带来了新的问题，即燃烧可能出现不稳定，影响发动机性能并降低效率。
为了解决这个问题，有必要研究微小发动机在更安全和更高效率下进行燃烧时的稳定性。
本文基于实验研究，探讨了水冲压发动机燃烧稳定性的影响因素，以改善其燃烧稳定性。
首先，本文研究了不同疏水水冲压发动机下燃烧稳定性的影响，并确定了最优的疏水水冲压发动机，从而提高发动机的燃烧稳定性。
其次，本文考察了发动机结构尺寸对燃烧稳定性的影响，确定了最合适的发动机尺寸，可以更有效地使发动机工作。
此外，本文还研究了发动机燃烧温度和燃烧速率对燃烧稳定性的影响，发现适当的温度和速率可以改善发动机的燃烧稳定性。
本文还提出了一些改善发动机燃烧稳定性的建议，包括修改燃料喷射系统以提高燃料供应量，调整水冲压系统以更好地控制燃料和气体，以及优化发动机内部结构。
本文研究了水冲压发动机燃烧稳定性的影响因素，并提出了有助于改善其燃烧稳定性的建议。
未来研究可以深入探索水冲压发动机燃烧稳定性的其他影响因素，以实现其更高的性能和安全性。
双模态冲压发动机中的模态转换研究综述
双模态冲压发动机中的模态转换研究综述概述：双模态冲压发动机是一种集燃油经济性与动力性能于一体的新型发动机。
其特点是在不同的工况下能够实现两种不同的运行模态，即冲压模态和传统燃油喷射模态。
模态转换技术是双模态冲压发动机关键的研究内容之一，本文将对该领域的研究进展进行综述。
一、双模态冲压发动机的基本原理双模态冲压发动机通过控制喷射系统和点火系统的工作状态来实现模态转换。
在冲压模态下，发动机通过高压直接喷射燃料和压缩空气的混合物实现燃烧，从而提高燃烧效率；在传统燃油喷射模态下，发动机采用传统的燃油喷射方式进行燃烧。
通过切换不同的工作模态，双模态冲压发动机能够在不同的工况下获得最佳的经济性和动力性能。
二、模态转换的关键技术1. 燃料喷射系统的设计：双模态冲压发动机需要设计一套高压直接喷射燃料的系统，在冲压模态下能够实现燃料与压缩空气的混合，保证燃烧效率的提高。
2. 点火系统的控制：在冲压模态下，需要采用高能点火系统来实现燃烧的可靠点火，确保燃料的完全燃烧。
3. 控制策略的研究：模态转换的过程中需要设计合理的控制策略，确保转换的平稳和可靠。
三、模态转换研究的进展1. 燃料喷射系统的研究：研究者通过优化喷油器的结构和控制方式，提高喷油的精度和稳定性，以适应冲压模态下的高压直接喷射需求。
2. 点火系统的研究：研究者开发了一种高能点火系统，通过增加点火能量和改进点火方式，提高了点火的可靠性和效率。
3. 控制策略的研究：研究者提出了一种基于模型预测控制的模态转换策略，通过建立发动机的动态模型，预测不同工况下的最优控制参数，实现模态转换的平稳和快速。
四、挑战和展望双模态冲压发动机中的模态转换研究还面临一些挑战。
首先，燃料喷射系统和点火系统的设计需要满足高压直接喷射的要求，对技术水平和成本控制提出了更高的要求。
其次，控制策略的设计需要考虑多个参数的协调和动态调整，对控制算法和硬件设备提出了更高的要求。
未来的研究方向包括改进燃料喷射系统和点火系统的设计，进一步优化控制策略，提高模态转换的性能和可靠性。
航空发动机燃油喷注技术研究
航空发动机燃油喷注技术研究随着航空业的迅速发展，航空发动机的技术水平也在不断提高。
燃油喷注技术则是其中一个至关重要的部分。
燃油喷注技术的研究不仅对于航空发动机的性能和寿命有所影响，也直接关乎航空业的安全、环保等命题。
本文旨在对航空发动机燃油喷注技术的研究进行探讨。
一、燃油喷注技术概述燃油喷注技术是燃油喷向燃烧室的过程。
它既影响到燃油的燃烧效率，又关乎到燃烧的稳定性。
燃油喷注技术的研究可以提高发动机的性能和寿命，并减少其对环境的污染。
二、燃油喷注技术的发展历程燃油喷注技术的发展历程可以追溯到20世纪初期。
当时，汽车和火车的引擎都主要采用蒸汽和液态燃料作为能源，最早的燃油喷注系统由汽车制造商Delco发明。
1950年代，商用飞机开始广泛使用燃油喷注系统，这也标志着现代航空发动机的开始。
随着高性能、高效率和高可靠性的要求越来越高，燃油喷注技术不断得到改进和发展。
现在，航空发动机的燃油喷注系统已经非常先进，能够满足复杂的工作环境和恶劣的气候条件。
三、燃油喷注技术的研究内容航空发动机的燃油喷注技术研究主要包括以下内容：1. 燃油喷嘴的设计与优化：燃油喷嘴的大小、形状、喷孔数量和喷孔位置等都会影响燃油的喷射效果。
因此，在燃油喷嘴的设计与优化中需要考虑多种因素，以获得最佳的喷射效果。
2. 确定燃油的喷射路径和喷射速度：燃油要喷向燃烧室，必须有一个良好的喷射轨迹，喷射速度也必须控制在一定范围内。
因此，需要对喷射路径和喷射速度进行研究和优化。
3. 燃油喷射的动态特性研究：燃油喷射的动态特性包括燃油喷射过程的时间、喷射频率、喷射角度等，这些参数可以影响燃油的燃烧效率和喷射的稳定性。
四、燃油喷注技术的研究与发展成果当前，航空发动机的燃油喷注技术已经比较成熟。
通过不断的研究和优化，燃油喷射系统的效率提高了，能耗降低了，同时发动机的寿命也得到了很大的提高。
此外，燃油喷注技术的发展也有助于降低航空业的污染，减少对环境的影响。
双模态超燃冲压发动机隔离段性能的需求分析
双模态超燃冲压发动机隔离段性能的需求分析徐杰;陈玉春;王晓东;李洁;黄兴【摘要】为研究双模态超燃冲压发动机的燃烧室一隔离段共同工作过程,分析不同模态下燃烧室对隔离段的性能需求,在基于集总参数方程的超燃冲压发动机性能计算模型的基础上,提出计算燃烧室-隔离段流量平衡的临界能量法,并编制相应的计算程序,实现双模态超燃冲压发动机各种模态的隔离段和燃烧室的流量平衡计算,计算在不同的模态下隔离段和燃烧室的一维流动参数,进而获得隔离段的性能需求,计算飞行马赫数4.0到7.0时的临近堵塞边界的最大供油量与隔离段最大激波链长度.结果表明:临界能量法正确有效,能完成燃烧室-隔离段流量匹配计算；高飞行马赫数下的堵塞模态的隔离段激波链长度较长,应作为隔离段的工程设计中所参考的重要因素.【期刊名称】《航空工程进展》【年(卷),期】2013(004)003【总页数】7页(P369-375)【关键词】双模态超燃冲压发动机;隔离段;工作模态;集总参数方程;临界能量法【作者】徐杰;陈玉春;王晓东;李洁;黄兴【作者单位】西北工业大学动力与能源学院,西安710072;西北工业大学动力与能源学院,西安710072;西北工业大学动力与能源学院,西安710072;西北工业大学动力与能源学院,西安710072;西北工业大学动力与能源学院,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V235.1130 引言隔离段是双模态超燃冲压发动机(Dual-Mode Scramjet)十分重要的部件之一[1-3]，位于进气道和燃烧室之间，通常设计为等截面或微扩张构型。
隔离段的主要作用是承受下游燃烧的反压变化而不影响上游进气道的流态，避免进气道不起动现象。
隔离段、燃烧室设计和性能模拟的核心技术是隔离段与燃烧室的流量匹配计算[4-7]。
在不同飞行马赫数和模态下，准确计算隔离段激波链长度，是隔离段性能需求分析的核心，对于超燃冲压发动机的性能计算和设计具有十分重要的意义。
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中图分类号 ：４ ４ ３ Ｖ ３ ． 文献标 识码 ： Ａ
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第２ ８卷第 ３ 期
国 防 科 技 大 学 学 报 ＪＵ Ｎ ＬＯ ＡＩＮ ＬＩ Ｏ Ｒ Ａ Ｆ Ｔ Ａ Ｎ Ｏ Ｕ Ｆ Ｑ
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文章 编号 ： ０ —２８ （０６ ０ —０ １ —０ １ １ ４ ６２０ ）３ ００ ５ ０
喷 注方 式对 双 模态 冲 压发 动 机燃 烧 稳定 性 的影 响 ‘
李 大鹏 ， 潘 余， 梁剑寒 ， 刘卫 东， 王振 国
长沙 ４￣） ） １７ Ｘ３
（ 国防科技 大学 航 天与材料工程学 院 ， 湖南 摘
要： 在模 拟飞行 马赫数 ｉａ＝ ｌ ４的直连式试验设备基础上 ， ｉ 采用 固定几何双模态冲压发 动机燃烧室构
型， 使用液体煤 油作为燃 料 ， 并用火炬式点火器点火 ， 研究不 同喷注方式下 的火焰稳 定性。试 验研究表 明： 在 加热器来流总温 、 总压较低的条件下 ， 火焰 稳定较难实现 ； 油喷注方式对 双模态 冲压发动机燃烧室内燃烧稳 煤 定性影响很大。 关键词 ： 双模态 冲压发动机 ； 烧室 ； 燃 燃烧稳定性 ； 煤油
ｉ ｈ ｔｒ ｈ ｍ ｄ ｌ ｇ ｉ ｏ ．Ｉ ｉ ｉａｅ ｔａ ｗ ｔ ｏｃ － ｏ ｅ ｎｔ ｎ ｔ ｓｉｄｃ ｔ ｈ ｔ ｅ￣ ｌｅ ｉ ｄｆ ｃ ｌ ｔ ｔｂｌ ｅｉ ｅ ｆ ｗ ｃ ｎ ｔ ｎｏ ｌｗ ｒ ｏ ｌ ｒ ｓｕｅ ａ ｄ ｔ ａ ｔ ｉ ｉ ｎ ｄ ｈ ｔ ａ ｉ ｕｔ ｏｓａ ｉ ｚ ｔ ｏ ｏ ｄ ｉ ｆ ｏ ｅ ｔ ｅ ｓ ｒ ｎ ｔｌ ｅ ｎ ｓ ｆ ｉ ｉ ｎｈ ｌ ｉ ｏ ｔａ ｐ ｏ ｍ－
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Ｋ ｙｗ ｒｓｄａ ｍ ｅｓｒｎｅ； ｏ ｂｓ ｒ ｌｍ ａｉ ； ｅ ｓｎ ｅ ｏｄ ：ｕｌ ｏ ￣ ｊｔ ｅｍ ｕｔ ；ｆ ｅｓ ｂｉ ｋｒ ｅｅ －ｄ ｅ ｏ ａ ｔ ｌ ｙ ｔ ｏ
对于采用冲压发动机推进的高超声速飞行器而言 ， 传统的冲压发动机 以及 超燃冲压发动机工作范 围有 限， 因此人们希望 同一 台冲压发动机既能够在低飞行马赫数下实现传统冲压发动机的亚燃模态， 又 能在高飞行马赫数下实现超燃模态 ， 并且能够顺利实现 由亚燃工况平稳地过渡到超燃工况。双模态冲
因为在低飞行马赫数条件下发动机入口气流总焓较低另外较低的总压使得进入燃烧室内的静压一般也不会太高最多几个大气压而已而此状态下来流的总温不超过900k达不到煤油的自燃温度因此在这样的低总压总温条件下采用液体煤油燃料实现点火并保持稳定燃烧十分困难国内实现过但是仅靠煤油实现自持稳定燃烧尚无报道
维普资讯
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压 发动 机就是 在这样 的背 景下 应运 而生 的 。典 型 的具有 固定几何 结 构的双模 态 冲压发 动机在构 型上 与
一
般的超燃冲压发动机相似 ， 即内流道不存在物理喉道 ， 亚燃、 超燃模态的实现和转换主要通过热力喉 道进行调节。双模态冲压发动机燃烧室入 口 参数随着飞行马赫数的变化而变化 ， 如何在整个飞行过程 中尤其是在低飞行马赫数、 来流总温、 总压很低的Ｊ 晴况下都能实现燃烧室内高性 能地稳定燃烧 ， 是双模 态冲压发动机设计的关键技术之一。因为在低飞行马赫数条件下 ， 发动机人口气流总焓较低 ， 另外较低 的总压使得进入燃烧室 内的静压一般也不会太高 ， 最多几个大气压而已， 而此状态下来流的总温不超过 ９０ ， ０ Ｋ 达不到煤油的自燃温度 ， 因此在这样的低总压 、 总温条件下 ， 采用液体煤油燃料实现点火并保持稳 定燃烧十分困难 ， 国内实现过 ＝ 下加氢后煤油稳定燃烧 的例子…， ４ 但是仅靠煤油实现 自持稳定燃 烧尚无报道。为此， 我们基于直连式试验系统 ， 模拟飞行马赫数 ＝ 、 ４ 飞行高度 Ｈ＝ ０ｍ的工况 ， ２ｋ 采 用火炬式点火器点火 ， 针对不同的煤油喷注方式 ， 研究 了固定几何双模态冲压发动机燃烧室的火焰稳定