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涡轮发动机和超燃冲压发动机的应用领域1. 概述涡轮发动机和超燃冲压发动机作为先进的动力装置，正日益受到各行各业的关注和广泛应用。
它们在航空航天、汽车、船舶以及工业设备领域都具有重要的应用价值。
本文将围绕涡轮发动机和超燃冲压发动机的应用领域展开深入探讨，带您了解这两种先进动力装置的广泛应用和未来发展趋势。
2. 航空航天领域2.1 涡轮发动机涡轮发动机在航空领域具有重要地位，它被广泛应用于民航客机、军用飞机以及直升机等飞行器中。
其高效能、高可靠性和稳定的推力输出，使得现代航空器能够实现远程飞行、高速巡航和复杂飞行任务。
2.2 超燃冲压发动机超燃冲压发动机是未来航空航天领域的研究热点，其采用高温、高压的工作原理，可显著提高发动机的推力和燃烧效率，从而推动飞行器实现更高的速度和更远的航程。
未来，超燃冲压发动机有望成为下一代喷气式飞机的主要动力装置。
3. 汽车领域3.1 涡轮发动机汽车领域广泛应用着涡轮增压发动机，它利用废气能量驱动涡轮增压器增加进气量，从而提高发动机的功率输出和燃烧效率。
现代涡轮增压发动机在汽车行业被广泛用于提高动力性能和降低燃油消耗。
3.2 超燃冲压发动机虽然超燃冲压发动机目前在汽车领域还没有大规模应用，但其在未来汽车动力系统中的潜力备受关注。
超燃冲压发动机可以显著提高汽车动力性能，同时降低排放和燃油消耗，是未来引擎技术的发展方向之一。
4. 船舶和工业设备领域4.1 涡轮发动机在船舶和工业设备领域，涡轮发动机被广泛应用于各种大型船舶、发电机组和工业设备中。
其高功率、高可靠性和长期稳定运行的特点，使得涡轮发动机成为这些领域不可或缺的动力装置。
4.2 超燃冲压发动机船舶和工业设备领域对超燃冲压发动机的需求也在逐渐增加。
超燃冲压发动机能够提供更高的动力输出和更低的排放，符合现代船舶和工业设备对节能环保的要求，因此在这些领域有着广阔的应用前景。
5. 总结与展望本文围绕涡轮发动机和超燃冲压发动机的应用领域进行了深入探讨，从航空航天、汽车、船舶和工业设备领域分别进行了介绍和分析。
涡轮发动机和超燃冲压发动机的应用领域涡轮发动机和超燃冲压发动机的应用领域近年来，随着航空航天技术的不断发展，涡轮发动机和超燃冲压发动机作为航空发动机领域内的两大关键技术，受到了越来越多的关注。
它们在航空航天领域的应用领域也越来越广泛。
在本文中，我们将深入探讨这两种发动机的应用领域，并分析它们的优势和劣势。
1. 涡轮发动机的应用领域涡轮发动机作为目前航空领域内使用最为广泛的发动机之一，其应用领域非常广泛。
涡轮发动机在商用航空领域扮演着至关重要的角色。
几乎所有现代客机都采用了涡轮发动机，它们具有高效、可靠的特点，能够满足长途飞行的需要。
涡轮发动机还在军用航空领域有着重要的应用，例如战斗机和军用运输机等都广泛采用了涡轮发动机。
涡轮发动机还在一些特殊领域有着独特的应用，比如直升机和无人机等，它们都离不开涡轮发动机的支持。
2. 超燃冲压发动机的应用领域相较于涡轮发动机，超燃冲压发动机是一种新型的发动机技术，它的应用领域相对较窄。
超燃冲压发动机在高端军用航空领域有着重要的应用，例如某些隐形战斗机和高空侦察机等，都采用了超燃冲压发动机。
在民用航空领域，虽然超燃冲压发动机的应用并不多，但在未来随着技术的发展，它可能会逐渐应用于超音速客机和太空飞行器等领域。
另外，超燃冲压发动机还在火箭发动机领域有着重要的应用，例如某些载人航天器和深空探测器等，都可能会采用超燃冲压发动机。
3. 优劣势比较涡轮发动机和超燃冲压发动机在应用领域上存在着明显的差异。
涡轮发动机由于成熟稳定，应用领域非常广泛，包括商用航空、军用航空、直升机和无人机等。
而超燃冲压发动机虽然目前应用相对较少，但由于其高温高压的特性，适用于高速飞行和高空飞行，因此在高端军用航空和太空飞行器等领域有着独特的优势。
4. 个人观点和理解就我个人而言，涡轮发动机和超燃冲压发动机作为航空发动机领域内的两大关键技术，各自有着不同的应用领域和优势特点。
涡轮发动机由于成熟稳定，目前在商用航空和军用航空等领域有着广泛的应用，而超燃冲压发动机则代表着未来航空发动机的发展方向，它在高端军用航空和太空飞行器等领域有着巨大的潜力。
超声速燃烧不稳定性研究进展陈钱;张会强;周伟江;白鹏;杨云军【摘要】对超声速燃烧不稳定性这一新兴领域的研究进行了综合评述,并对未来研究进行了展望.首先分析了超声速燃烧不稳定性现象的基本特性及其影响因素;随后讨论了超声速燃烧不稳定性的多种机理;接着概括了基于上述机理的超声速燃烧不稳定性建模;最后对超声速燃烧不稳定性还需重点研究的方向给出建议.综述表明,超声速燃烧不稳定性的现象、机理和建模都还需持续开展研究,特别需要关注的是燃烧室构型布局和燃料喷注方式对超燃冲压发动机燃烧不稳定性现象的影响,在超声速混合层和射流等典型流动中更深入探索超声速燃烧不稳定性机理,基于超声速燃烧系统的湍流时空演化特性进一步发展超声速燃烧不稳定性模型.%The present paper conducts a review of the research on the new field “supersonic combustion instability”.Firstly,the basic properties and affecting factors of the phenomena of the supersonic combustion instability are analyzed;then,several kinds of mechanisms of the supersonic combustion instability are discussed;thirdly,the modeling of the supersonic combustion instability based on the above mechanisms is summarized;finally,the directions of the supersonic combustion instability that need essential concern are suggested.The review demonstrates that the phenomenon,mechanisms and modeling of the supersonic combustion instability all need continuous researches.The future researches may focus on the effects of the combustion chamber configuration and fueling scheme on the phenomena of the scramjet combustion instability,further explore the mechanisms of the supersonic combustion instability in thecanonical flows such as supersonic mixing layers and jets,and further develop models of the supersonic combustion instability based on spatial and temporal evolution of the turbulent characteristics of the supersonic combustion systems.【期刊名称】《宇航学报》【年(卷),期】2018(039)001【总页数】8页(P1-8)【关键词】燃烧不稳定性;超声速燃烧;超燃冲压发动机;流动不稳定性;热声不稳定性【作者】陈钱;张会强;周伟江;白鹏;杨云军【作者单位】中国航天空气动力技术研究院,北京100074;清华大学航天航空学院,北京100084;中国航天空气动力技术研究院,北京100074;中国航天空气动力技术研究院,北京100074;中国航天空气动力技术研究院,北京100074【正文语种】中文【中图分类】V231.20 引言超声速燃烧从二十世纪五十年代后期起逐渐成为广受关注的重要研究领域[1]。
第34卷第10期2008年10月火箭推进JOURNAL OF ROCKET PROPULSIONVol.34,№.5Oct.2008收稿日期：2008-03-06；修回日期：2008-06-24。
作者简介：侯早（1978—），男，工程师，研究领域为液体火箭发动机技术。
冲压发动机超声速进气道研究进展侯早，王福民，旷武岳（西安航天动力研究所，陕西西安710100）摘要：超声速进气道是冲压发动机的关键部件之一。
简要介绍了冲压发动机常用的典型进气道。
重点叙述了进气道的最新研究成果，主要包括等溢流角弯曲前缘侧壁压缩进气道设计概念、支板引射压缩进气道、双模态超燃冲压发动机变几何进气道、全外压缩式超声速“参数进气道”、固定型面方转椭圆形超声速进气道（REST ）等的设计概念与方案。
最后概括了先进进气道的发展趋势。
关键词：冲压发动机；超声速进气道；概念创新中图分类号：V430文献标识码：A文章编号：(2008)05-0031-05Development of supersonic scramjet inletHou Zao,Wang Fumin,Kuang Wuyue（Xi'an Aerospace Propulsion Institute,Xi'an 710100,China ）Abstract ：Supersonic inlet is the key part of a supersonic air-breath engine.In this paper,typ -ical inlets used for supersonic engine are simply introduced,and recent achievements of inlets are described,including hypersonic sidewall compression inlet with constant spillage angle design at non-uniform incoming flow,strutjet compression scramjet inlets,a variable geometry inlet for dual mode ramjet,entirely outside compress supersonic “parameters inlet ”,a fixed-geometry hyperson -ic inlet with rectangular-to-elliptical shape transition （REST ）.Before an inlet design ,it is sug -gested that the design conception of inlet should be innovated,near and far scheming also should be designed.Multicipital point of view together design is especially important.Key words ：scramjet ；supersonic inlet ；concept innovation2008年10月火箭推进0引言从上世纪50年代开始，美、俄（前苏联）、法、德等西方国家先后开展了超声速推进技术研究，进气道就是其关键部件之一。
超燃冲压发动机燃烧室壁面再生冷却研究
超燃冲压发动机燃烧室壁面再生冷却技术是一项能够提高汽油内燃机的发动机效率和性能的高科技技术，它利用复杂的装置在冲压发动机的燃烧室中利用再生冷却的方法，使得燃烧室的壁面分子晶体结构表面重新形成，并且获得良好的再生热量散发能力，从而达到提高汽油机发动机效率和性能的目的。
首先，需要对燃烧室壁面进行调整，将原来的旧的燃烧室壁面变得更加光滑和细腻，以便后续的再生热散发工作。
其次，采用特殊的技术制备复合材料的喷射机器，将特定的复合材料精确地喷射在燃烧室壁面上，这种复合材料的密度非常高，可以有效的减少燃烧室壁面在点燃的过程中的热量传播，从而改善再生冷却效果。
然后，结合有效载荷技术，在燃烧室壁面上进行精确的再生加工，使得燃烧室壁面再生冷却技术达到最佳效果。
最后，要采用高性能精密测试设备，对燃烧室壁面的实际效果进行测试，以确保技术的有效性。
通过超燃冲压发动机燃烧室壁面再生冷却技术，能够显著改善汽油机的发动机效率和性能，使发动机的燃耗、排放性能都处于高水平的状态。
这项技术的应用也有利于环境保护，能够有效的提高汽车的综合能源效率，并减少空气污染，节约能源，减少交通饱和的现象，从而达到为社会发展做出贡献的目的。
本科毕业论文(设计)题目：超燃冲压发动机原理与技术分析学院：机电工程学院专业：热能与动力工程系2010级热能2班姓名：王俊指导教师：刘世俭2014年 5 月28 日超燃冲压发动机原理与技术分析The Principle and Technical Analysis ofScramjet Engine摘要通过对超燃冲压发动机的基本原理与特点的介绍，比较了世界主要国家在超燃冲压理论研究与工程实际中的一些成果；结合高超音速空气动力学以及流体力学的一些基本原理，阐述进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管的设计并进行性能分析；列举目前投入应用的几种主流构型及其选择依据；分析主要参数对超燃冲压发动机的影响；最后综合阐述超燃冲压发动机的发展趋势以及用途。
关键词：超燃冲压发动机性能分析一体化设计热循环分析Abstract:Introduction the basic principle and features of scramjet engine, comparison of major powerful countries’ theoretical researches and practical achievements on this project. Expound and analyses the design and property programmes of air inlet、isolator、combustion chamber、tailpipe nozzle with theories of hypersonic aerodynamics and hydrodynamics; Its application in several mainstream configuration and its choice; analysis of the effect of main parameters on the scramjet. Finally, the developing trend of integrated scramjet paper and usesKey words: scramjet engine property analysis integrating design Thermal cycle analys目录1 概述及原理 (1)1.1研究背景与意义 (1)1.2超燃冲压发动机基本原理 (3)1.3国内外相关研究概况 (5)1.4研究内容 (10)2系统一体化研究意义与总体热性能分析 (11)2.1系统一体化研究的意义 (11)2.2 总体热力性能分析 (12)3 超然冲压发动机核心部件设计与性能研究 (17)3.1 进气道设计与性能研究 (17)3.2 隔离段设计与性能研究 (18)3.3 燃烧室设计与性能研究 (20)3.4 尾喷管设计与性能研究 (23)4总结与展望 (28)5结语 (31)6参考文献 (32)1 概述及原理1.1研究背景与意义吸气式高超声速飞行器是指飞行马赫数大于6、以吸气冲压发动机与其组合发动机为动力、而且能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器。
冲压发动机发展现状与展望王祎摘要：对当今冲压发动机发展现状进行简要分析，说明我国加快发展冲压发动机技术以及开展相关计术研究的必要性。
分析了冲压发动机较传统发动机在当今空天一体化发展趋势中的优势、广泛的应用前景以及所面临的技术难题。
关键词：空天一体化、冲压发动机、高超声速飞行器、战略导弹动力装置、发展趋势前言冲压发动机包括亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机。
一般而言，亚燃冲压发动机工作马赫数范围是 1．5～5，而超燃冲压发动机工作马赫数在 5以上。
冲压发动机经济性比较好，结构相对简单，生产成本较低，适合于大量装备使用，具有适合于超声速和高超声速远程巡航飞行的显著特点。
多种整体式冲压发动机已经成功用于战术导弹，并继续得到广泛发展；以高超声速巡航导弹、高超声速飞机和未来低成本可重复使用天地往返运输系统为应用背景的超燃冲压发动机正受到技术先进国家的高度重视。
以超燃冲压发动机与火箭发动机组合的动力装置将可望用于未来的空天飞机上，从而实现先进的、经济的、可重复使用的天地往返运输系统，在空间控制和空间利用上将发挥重要作用。
吸气式高超声速巡航飞行的实现将使航空航天飞行出现崭新的面貌。
以冲压发动机为动力的巡航导弹具有很强的杀伤力和威慑力，必将对未来军事态势产生重大影响。
抓住冲压发动机技术发展的机遇，加速发展冲压发动机技术，势在必行。
1、冲压发动机的优势选择超音速飞行推进系统的几个关键指标是比冲高、推重比大和推阻比大。
火箭发动机与冲压发动机相比的关键问题是比冲问题。
由于火箭发动机自带氧化剂，而氧化剂又占推进剂总重的 70％～80%，所以火箭发动机的比冲很低。
冲压发动机由于自身不携带或者携带少量的氧化剂，所以其比冲比火箭发动机高4～6倍。
显然冲压发动机远比火箭发动机优越。
冲压发动机与涡喷发动机相比的关键指标是推重比。
在超音速和高超音速 (Ma=1．0～5．0M)飞行条件下，冲压发动机的推重比和推阻比均优于涡喷发动机。
虽然冲压发动机在飞行速度低于1．5M时，工作效率不很高，但当飞行速度大于1．5M 时，工作效率便超过一般的涡喷发动机。
超燃冲压发动机发展现状超燃冲压发动机是目前世界上最先进的航空发动机之一，其主要特点是采用超声速燃烧技术，使其推力比传统涡扇发动机大数倍，能够带领人类进入更高速、更高高度的航空时代。
随着科技的不断进步和人类对高速、高空的需求日益增长，超燃冲压发动机的发展变得越来越重要和紧迫。
目前，世界上已有多个国家和地区投入了巨资和人力资源研发超燃冲压发动机，其中以美国和欧洲的研究最为突出。
美国NASA和欧洲航天局均在研发超燃冲压发动机上进行了大量的实验和研究。
美国的超燃冲压发动机技术被认为是目前最为先进的，尤其是美国的斯库特空气动力研究所（Sc.ch）研究出的超燃冲压发动机性能更加强大。
目前，超燃冲压发动机的主要应用领域是航空、航天、国防等方面。
超燃冲压发动机能够在航空和航天领域中带来很多的好处，如加快航空和航天飞行速度、提高升空高度、增加载荷能力等等。
在军事领域，超燃冲压发动机可以增强飞行器的战斗力，提高作战效率；在民用方面，超燃冲压发动机还可以大大缩短航班时间，提高旅客的出行效率。
虽然超燃冲压发动机产业有着广阔的前景和巨大的发展空间，但它的研发仍然面临不少的问题。
首先是技术难题，超燃冲压发动机的研发需要跨越多个学科领域，涉及物理学、化学、力学、控制论和材料学等领域，需要巨大的研发投入和跨国合作。
其次，超燃冲压发动机存在着较高的投资和研发成本，制约了其发展速度和范围。
最后，环境和安全问题是超燃冲压发动机发展的重要制约因素，其排放物和噪音对环境和人类的危害显然是需要引起关注的。
总之，超燃冲压发动机是一项高技术含量、前景广阔的产业，有着极大的拓展空间和巨大的经济效益。
虽然其研发过程中面临着一些挑战，但在科技的不断进步和人类对高速、高空的需求不断增加的背景下，超燃冲压发动机的发展势头依然良好，相信它会成为未来航空和航天领域中重要的推动力量。
推进技术本文2002206216收到,作者系中国航天科工集团三院31所高级工程师———超燃冲压发动机技术———刘小勇 摘 要 超燃冲压发动机是研究对应飞行马赫数大于6、以超声速燃烧为核心的冲压发动机技术。
它的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。
半个世纪以来,它的研究受到了美、俄、法等国的重视。
目前,超燃冲压发动机技术已经开始进行飞行演示验证。
21世纪,超燃冲压发动机技术必将得到较快发展和实际应用,必定会对未来的军事、政治、经济等产生深远影响。
主题词 冲压发动机 超声速燃烧 超燃冲压发动机 高超声速飞行器概述冲压发动机(ramjet )属于吸气式喷气发动机类,由进气道、燃烧室和尾喷管构成,没有压气机和涡轮等旋转部件,高速迎面气流经进气道减速增压,直接进入燃烧室与燃料混合燃烧,产生高温燃气经尾喷管膨胀加速后排出,从而产生推力。
它结构简单,造价低、易维护,超声速飞行时性能好,特别适宜在大气层或跨大气层中长时间超声速或高超声速动力续航飞行。
当冲压发动机燃烧室入口气流速度为亚声速时,燃烧主要在亚声速气流中进行,这类发动机称为亚燃冲压发动机,目前得到广泛应用;当冲压发动机燃烧室入口气流速度为超声速时,燃烧在超声速气流中开始进行,这类发动机称为超燃冲压发动机,目前得到了广泛研究。
亚燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数低于6的飞行器,如超声速导弹和高空侦察机。
超燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数高于6的飞行器,如高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机。
超燃冲压发动机通常又可分为双模态冲压发动机(dual modle ramjet )和双燃烧室冲压发动机(dual combustor ramjet )。
双模态冲压发动机是指发动机根据不同的来流速度,其燃烧室分别工作于亚声速燃烧状态、超声速燃烧状态或超声速燃烧/亚声速燃烧/超声速燃烧状态。
对于这种发动机如果其几何固定,通常能够跨4个飞行马赫数工作,目前研究较多的是M ∞=3(4)～7(8)的双模态冲压发动机;双模态冲压发动机如果几何可调,则能够在更宽的马赫数范围内工作,如M ∞=2～12。
中国矿业大学电力工程学院制冷设备技术进展报告姓名：班级：学号：超燃冲压发动机的热防护技术摘要热防护技术是发展高超音速的关键技术之一。
本文综合近年来高超音速飞行器中发动机的冷却方式的进展，对超燃冲压发动机的热防护技术进行简单介绍，并对未来有应用趋势的技术简述。
关键字：超燃冲压再生冷却闭式循环飞行速度超过5倍声音速度的叫做“高超声速飞行器”[1]。
高超声速飞行器有两大类，一类是在稠密大气层中较长时间飞行的“高超声速巡航飞行器”，主要有目前尚在研究发展阶段的，以超声速燃烧冲压发动机为动力的“空天飞机”和“高超声速巡航导弹”等；另一类是由火箭发动机发射到外层空间再返回地球的“再入航天器”(包括弹道式中远程导弹弹头，返回式卫星，宇宙飞船和航天飞机等)。
超燃冲压发动机是高超声速飞行的理想动力装置，结构简单、质量轻、成本低、易维护、超声速飞行时性能好，具有高比冲、高速度和大巡航推力的特性，适宜在大气层或跨大气层中长时间超声速或高超声速动力续航飞行[2]。
但是由于其工作环境极其恶劣，一般在高马赫数下飞行，飞行过程中高温空气不断向壁面传热，为了保证发动机长时间安全正常运行，维持适宜的电子元器件工作环境，所以研究超燃冲压发动机的热防护技术十分必要[3]。
超燃冲压发动机的热防护技术按原理和冷却方式分为三种：被动式、半被动式和主动式。
被动式是指采用轻质的耐烧蚀隔热材料对冷却结构进行热防护，热量被吸收或者是直接辐射出去；主动式是指利用低温冷却介质进行防护，全部热量或绝大部分被工作介质带走，主要包括发散冷却、对流冷却和气膜冷却；半被动式是指大部分热量由工作流体带走，主要有两种结构方式，热管理结构和烧蚀结构。
被动式涉及的防护与材料联系及其密切，局限性就是防护时间不宜过长，不涉及我们制冷原理。
半被动式适用于高热流长时间使用要求，有图1，热量被工作介质由高温区传至低温区，通过对流和辐射进行冷却放热。
图11.主动式：主动式中对流冷却方式应用于主体发动机喷管，如图2所示，主要是通过热量传递给冷却介质、冷却介质受热带走热量而达到冷却效果的。
2008年8月第29卷 第4期推 进 技 术J OURNAL OF PRO PUL SI ON TECHNOLOGYAug 2008V ol 29 No 4中国超燃冲压发动机研究回顾*刘兴洲(北京动力机械研究所,北京100074)摘 要:回顾了中国近年来在超燃冲压发动机领域的研究进展。
首先是高超声速进气道的研究进展,包括高超声速进气道中激波与附面层干扰、起动和再起动、隔离段、进气道附面层抽吸、进气道通道内外压缩比、侧压式进气道、Buse m ann 进气道等。
其次是超声速燃烧方面的研究及模型超燃冲压发动机研究。
最后对研究工作进行了评述。
关键词:超燃冲压发动机;高超声速进气道;超声速燃烧;超燃冲压发动机试验中图分类号:V 235 21 文献标识码:A 文章编号:1001 4055(2008)04 0385 11* 收稿日期:2008 01 09;修订日期:2008 03 06。
作者简介:刘兴洲(1933 ),男,工程院院士,研究领域为冲压发动机设计。
Revie w of scra m jet researc h i n Chi naLI U X i n g zhou(Be iji ng P o w er M ach i nery R esearch Inst .,Be iji ng 100074,China)Abstrac t : The scra m j e t research i n Chi na i n recent years i s rev ie w ed .F irstl y ,stud i es for hyperson ic i n lets are rev ie w ed ,i nc l udi ng i ssues re lated to i nteracti on bet w een boundary and sho ck w av e i n hype rson i c i n l et ,unstarting /restarti ng phenom ena ,iso l a t o r ,boundary b l eeding f o r hypersonic inlet ,interna l/ex terna l compression rati o for inlet ,inlets w i th si dewa ll compression ,etc ..Second l y ,supe rson i c co m bustion research i s rev ie w ed .T hen ,i nvestigati on for scra m j e t eng i ne mode l issu mm ar i zed .F i na lly ,so m e co mments on the research wo rks a re g i ven .K ey word s : Scra m jet ;H yperson ic inlet ;Supersonic co m bustion ;Scra m jet test .1 引 言在中国的一些研究机构和高等学校进行了超燃冲压发动机的基础研究和模型超燃冲压发动机的研究。
本文对中国在高超声速进气道、超声速燃烧和模型超燃冲压发动机研究等方面的工作作一简要回顾。
2 高超声速进气道的研究2 1 激波/附面层干扰通过求解二维N S 方程[1,2],对高超声速流中的激波/附面层干扰进行了数值研究,给出了入射斜激波在平直壁面引起湍流附面层分离的流动特征、分离点的反射激波、分离包引起的膨胀扇以及再附点的反射激波.计算的壁面压力分布与试验值吻合较好(见图1、图2)。
在三维管内激波/湍流附面层干扰流场的数值模拟中,对两方程湍流模型进行了可压缩性修正,计F i g .1 M ach nu m ber d istribution in shock /boundary layer in teract i on area算和试验结果比较表明,这一方法可以较准确地预测三维激波/湍流附面层干扰流动中激波结构和流动分离的基本特征。
这些工作加深了对复杂流动现象的理解。
2 2 进气道的起动和再起动对高超声速侧压式进气道模型不起动特性和再推 进 技 术2008年F i g .2 F l ow character istics of turbulent i n boundary layer separati on on flat wa lls起动特性进行了研究[3,4],得到了在不同来流马赫数下进气道的流动特征。
随着马赫数的减小,激波角增大,压缩波强度逐渐减弱,总压恢复系数逐渐增大。
当马赫数减小到一定数值,在等直隔离段出现喉道截面。
进一步减小来流马赫数,则引起压力升高,波系向进口方向移动,导致流量阻塞。
可以根据激波位置和相应的进气道性能参数曲线在起动与不起动分界点上的突然变化特征,来判定不起动现象的发生,并确定不起动马赫数(见图3)。
Fig 3 Pressure d istribu tion along th e cen ter lineof the botto m wa ll at d ifferen t i n co m i ngf l ow M ach num bers对高超声速进气道的再起动问题的分析发现,当进气道不起动发生后,加大来流马赫数到起动马赫数,进气道不能立即再起动,继续加大来流马赫数到一定数值,进气道才可以再起动,但再起动马赫数远大于起动马赫数,小于设计马赫数。
在高超声速进气道再起动过程中有迟滞回路现象。
图4,图5描述了进气道从不起动到起动的过程。
在M a =4 25时,进气道不起动,随着马赫数提高,激波角减小,进气道进口前溢流减少,进气道流量增多,直到M a =7 9进气道实现完全再起动。
再起动问题说明,在实际应用时应充分考虑由此可能给高超声速进气道正常工作带来的影响,同时要注意到高超声速进气道的再起动过程会造成超温、超压,对发动机结构不利。
2 3 隔离段研究了进气道隔离段流场[5~7]。
可看到,随着反压的增加,激波串首先在隔离段出口平面形成。
随着反压进一步的增加,激波串继续向前移动。
激波串的特点是 斜激波+附面层分离+气流加速和压力减少!,见图6。
在马赫数5 3和3 85,对带有侧压进气道的隔离段流动特点进行了试验分析。
用数字模拟获取详细的流程结构,对计算和试验结果进行了比较分析。
发现一个重要的特点是在隔离段进口存在附面层的非对称分布,唇口激波加强了隔离段内及其出口流场的不均匀性。
隔离段下壁面亚声速区沿壁面增长很快,导致隔离段压力恢复下降。
在设计中希望进气道提供均匀气流流场,见图7。
为了改善隔离段的性能,提出了在隔离段中放置隔板的新方法[7],目的是在满足气动性能的前提下缩短隔离段的长度。
采用数值计算的方法对带隔板的二维隔离段与不带隔板的隔离段性能进行了比较。
在非对称来流、不同进口附面层厚度条件下,研究了隔离段内弯曲隔板的形状,给出了非对称来流条件下隔离段内弯曲隔板的设计参数。
研究结果表明,在进口马赫数为2,隔离段进口下板附面层厚度 /H =0 24,上板附面层厚度为0时,通过放置弯曲隔板,在进出口压比相同与出口总压恢复系数基本不变的情况下,隔离段长高比减小了33%。
弯曲隔板可以较好地平衡高能主流区与低能附面层区之间的动量分布,从而保证上下管道激波串位于同一位置。
提出在非均匀入口条件下,隔离段进口截面上的动量积分是判断隔离段承受反压能力的重要指标,见图8。
2 4 进气道附面层抽吸对进气道抽吸作用进行了分析[8,9],讨论了在不同位置进行抽吸的组合发动机进气道3D 流场。
结386第29卷 第4期中国超燃冲压发动机研究回顾F i g 4 Restart p rocess of hyperson ic i nletsFig 5 M ass flow rati o i n th e un starting andre starting process果表明,在外压表面上用吸除孔吸除的流量很小,起动特性和气动特性变化很小。
在内通道表面上吸除,喉道处的流场可以更均匀,同时总压恢复比较高,但是静压力比和温度比的增加,比没有吸除的情况要小,见图9。
研究了抽吸对高超声速二元进气道起动能力的影响。
计算表明,抽吸可以改善高超声速进气道的起动能力。
得到了高超声速二元进气道性能参数随抽吸开孔率的变化规律。
抽吸可以降低进气道的起动马赫数,改善进气道的流动性能,改善进气道的迟滞回流曲线,降低再起动马赫数,提高总压恢复系数和隔离段出口马赫数,同时也降低了增压比。
在相同开孔率条件下,抽吸流量随来流马赫数减小而减小,见图10。
F i g 6 Shock tra i n at differen t back p re ssurew ith non unifor m i nf l ow2 5 内收缩比研究了不同内收缩比的三维侧压进气道自起动特性[10],进气道带有可移动的前缘。
在马赫数3 85,387推 进 技 术2008年总压0 7M Pa 和总温度300K 条件下进行了CFD 计算模拟和试验研究。
结果表明,模型进气道自起动的内收缩比是在1 24~1 28之间。
对于一个已起动的模型进气道,可以保持起动条件直到收缩比1 33。
前缘向后和向前过程中均有延迟现象。
侧压进气道模型依靠向后移动前缘实现自起动,见图11。
2 6 进气道通道内外压缩比研究了内通道几何参数对高超声速进气道性能的影响[11]。
用N S 方程模拟了不同收缩比,不同波系配置的内压缩通道内流动。
发现在外压缩程度不变的条件下,随着内压缩面积收缩比增大,进气道温升比、压比增加,出口流场畸变下降,起动性能变差。
在进气道总压比相同的条件下,高超声速进气道的内外压缩比将影响进气道的综合性能,见图12。
2 7 侧压式进气道对侧压式进气道进行了研究,设计了顶压与侧压相结合的前掠侧压式进气道[12],工作马赫数范围M a =4~6,进气道以马赫数5 3为设计点,通过数值模拟和实验,获得了进气道基本性能。
试验结果表明,采用前掠侧压式进气道的流量系数可以达到0 85以上。
前掠侧压式进气道顶压激波与侧压激波之间的干扰较小,通过数值模拟和实验研究发现,进气道下游隔离段内,由于上下壁面的巨大压差导致顶板对称面两侧出现对涡,涡面将隔离段内的流动分为高速高能区与低速低能区两种流动,这对于隔离段的性能是不利的(见图6,图7)。
验证了双楔顶压,有侧板并有中间支板的侧压式进气道[13],进气面积110mm ∀91mm,在直径300mm 高焓脉冲风洞中进行了实验。
在M a =6来流条件下,流量系数为0 83,隔离段出口平均马赫数为2 57,总压恢复系数为0 296,增压比为23 7。
