亚燃冲压发动机燃烧室数值仿真与试验研究

论文摘要

冲压发动机是超音速导弹的最佳动力装置,在超音速飞行范围内具有比火箭发动机、涡轮喷气发动机更优越的性能,具有广泛的军事和商业应用背景,是目前各航空航天大国的研究重点之一。亚燃冲压发动机燃烧室作为发动机的关键部件,对整个发动机系统性能的发挥具有举足轻重的作用,而火焰稳定一直是燃烧室设计和试验中的关键问题。本文抓住当前研究的热点,以仿真和试验为主要手段,对采用突扩、凹腔、V形槽三种火焰稳定方式的亚燃冲压发动机燃烧室进行了深入研究。建立了用于亚燃冲压发动机仿真的数学模型,对采用上述三种火焰稳定方式的冲压发动机进行一体化数值仿真,分析了它们的冷流和燃烧流场结构、沿流向的总压变化趋势以及燃烧效率的高低。仿真结果表明,突扩、单V形槽和凹腔燃烧室燃烧流场结构存在相似性。在一体化仿真的基础上,针对凹腔和双V形槽燃烧室,开展了详细的结构参数仿真研究。研究表明:对凹腔火焰稳定器:凹腔长度和后壁倾角A的变化对燃烧效率和总压损失的影响呈现出相反的变化趋势。凹腔长度的增大有利于提高整体性能,但存在一个最佳的凹腔长度。后壁倾角A=45°时的构型具有较高的综合性能。增大前后壁的高差H和增大凹腔长深比L/D可以增加燃烧效率,而且总压损失上升的幅度也小一些。对双V形槽火焰稳定器,发现喷雾的位置以及两个V形槽的相对位置R1、R2都存在着一个最优值。进行了亚燃冲压发动机高空台直连式试验。对不同燃油喷注方式、不同喷注压降、不同火焰稳定器构型下的点火和火焰稳定性能进行了研究。通过试验实现了低压下的点火并稳定燃烧。

论文目录

• 目录
• 表目录
• 图目录
• 符号表
• 摘要
• ABSTRACT
• 第一章 绪论
• 1.1 研究背景
• 1.2 冲压发动机火焰稳定技术发展现状
• 1.3 凹腔火焰稳定器的发展现状
• 1.4 本文研究思路与内容
• 第二章 数值计算方法
• 2.1 燃烧流动控制方程
• 2.1.1 N-S方程组
• 2.1.2 液相控制方程
• 2.2 基本物理模型
• 2.2.1 湍流模型
• 2.2.2 喷雾模型
• 2.2.3 蒸发模型
• 2.2.4 两相流模型
• 2.2.5 化学反应动力学模型
• 2.3 数值计算方法
• 2.3.1 微分方程离散化
• 2.3.2 源项线性化
• 2.3.3 网格生成
• 2.3.4 定解条件
• 2.4 小结
• 第三章 亚燃冲压发动机一体化数值仿真研究
• 3.1 燃烧室性能评价指标
• 3.1.1 发动机推力
• 3.1.2 总压恢复系数
• 3.1.3 燃烧效率特性
• 3.2 仿真模型
• 3.3 突扩燃烧室凹腔和单V形槽燃烧室燃烧性能分析
• 3.3.1 突扩燃烧室性能仿真结果分析
• 3.3.2 单V形槽燃烧室性能仿真结果分析
• 3.3.3 凹腔燃烧室性能仿真结果分析
• 3.4 燃烧室构型和燃料喷射方式对燃烧室性能的影响
• 3.4.1 燃烧室长度对凹腔和突扩燃烧室性能的影响
• 3.4.2 燃烧室喉部对燃烧室性能的影响
• 3.4.3 燃料喷射对燃烧室性能的影响
• 3.5 小结
• 第四章 凹腔与双V形槽火焰稳定器影响因素研究
• 4.1 计算模型
• 4.2 凹腔结构对燃烧性能的影响
• 4.2.1 凹腔长度的影响
• 4.2.2 后壁角度影响
• 4.2.3 凹腔长深比的影响
• 4.2.4 前后壁高差的影响
• 4.3 双V形槽结构对燃烧室燃烧的影响分析
• 4.3.1 双V形槽结构对燃烧室燃烧流场
• 4.3.2 喷油位置对总压损失和燃烧效率的影响
• 4.3.3 径向间距dR的变化对总压损失和燃烧效率的影响
• 4.3.4 轴向距离dL变化对燃烧效率和总压损失的影响
• 4.3.5 火焰稳定器形状对燃烧效率和总压损失的影响
• 4.4 小结
• 第五章 亚燃冲压发动机燃烧室低压条件下的试验研究
• 5.1 亚燃高空试验台
• 5.1.1 燃烧室试验段
• 5.1.2 空气加热器
• 5.1.3 试验控制与测量系统
• 5.1.4 管路供应系统
• 5.1.5 点火系统
• 5.1.6 真空系统
• 5.2 试验系统调试
• 5.2.1 燃气发生器调试
• 5.2.2 空气加热器调试
• 5.3 试验结果分析
• 5.3.1 试验步骤及主要试验结果
• 5.3.2 不同燃料喷射方式的对比
• 5.3.3 喷注压降的影响
• 5.3.4 混合增强器的影响
• 5.3.5 不同火焰稳定器的对比
• 5.3.6 低压条件下的成功点火
• 5.4 小结
• 第六章 总结与展望
• 致谢
• 参考文献
• 攻读硕士学位期间所发表的论文