赵李北,夏智勋,马立坤,陈斌斌,冯运超,李潮隆,杨鹏年,刘延东
(国防科技大学 空天科学学院,长沙 410073)
随着高超声速飞行器技术发展,对超燃冲压发动机的宽包络实用需求愈加迫切[1-2],提出宽速域超燃冲压发动机概念[3]。宽速域超燃冲压发动机在较大的飞行马赫数范围内稳定工作,兼具亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机的优势,在复杂多变的飞行工况下会发生燃烧模态的转换。当前实现发动机燃烧模态转换主要有热力调节和几何调节两种途径,即在超燃冲压发动机结构基础上,通过热力调节方式,实现燃烧室内释热分布的变化;或调节燃烧室构型,实现燃烧模态转换[4],以匹配宽速域飞行条件下空气来流参数的剧烈变化,从而提升超燃冲压发动机在宽速域飞行工况下的工作性能。
1989年,WITT[5]首次证实固体燃料能够在超声速气流中燃烧。随后,逐渐发展了固体燃料超燃冲压发动机和双燃烧室固体超燃冲压发动机[6-10]。由于在壁面贴药式燃烧室构型方面难以获得突破,并且存在空燃比难以调节、燃烧型面难控制的问题,使其发展受到限制。针对上述技术问题,夏智勋和吕仲等[11-13]提出固体火箭超燃冲压发动机技术方案,并通过试验验证了其可行性。之后,赵翔、刘仔等针对此技术方案开展大量研究,并取得了一系列成果[14-18]。吕仲等[13]认为气固两相富燃燃气与空气的掺混效率是制约发动机性能的重要因素。李潮隆等[19-20]采用不同类型的固体推进剂、燃烧室扰流结构开展试验和数值研究吗,研究表明,采用凹腔和支板组合装置的发动机燃烧效率可达0.7,总燃烧效率取决于推进剂中含能颗粒的燃烧效率。杨鹏年等[21]通过数值模拟和地面直连试验,发现凹腔结构可以产生低速回流区,从而促进富燃燃气掺混燃烧效率,进而提升冲压发动机工作性能。俄罗斯科学院的SALGANSKY等[22]利用固体火箭超燃冲压发动机设计方案,研究了使用低温燃气发生器对固体超燃冲压发动机性能的影响,发现发动机最长工作时间会随着富燃燃气温度和燃气发生器内部总压的降低而增加。这一发现能够为固体超燃冲压发动机长时间工作带来的热防护问题提供解决思路。在双模态液体超燃冲压发动机研究方面,潘余[23]和李大鹏[24-25]等分别通过改变燃料喷注方式、燃烧室构型机械可调等途径开展了双模态超燃冲压发动机的地面直连试验研究,认为燃料集中喷注可以实现燃烧模态转换。连欢等[26-27]发现了模态转换中存在推力突变现象。朱韶华等[28]发现较大的亚声速燃烧区域,可以提高发动机性能。
综上所述,双模态液体超燃冲压发动机相关研究较多,对燃烧模态产生现象及影响因素有一定了解,但对固体超燃冲压发动机的燃烧模态转换过程研究还未见报道。而固体超燃冲压发动机具有结构简单、体积比冲高的优势,并且有较高的火焰稳定性和宽速域工作潜力[2,11,18]。双模态固体冲压发动机结构与固体超燃冲压发动机结构相近,如图1所示。因此,本文开展固体超燃冲压发动机燃烧模态转换试验与数值仿真研究。由于机械可调装置会增加冲压发动机自身重量和系统复杂性,本文采用热力调节的方式改变对发动机燃烧室内的释热分布。通过数值模拟,分析发生燃烧模态改变的因素及不同燃烧模态下发动机燃烧室性能差异产生的因素,为双模态固体超燃冲压发动机燃烧室设计和性能提升提供依据。
图1 双模态固体超燃冲压发动机示意图Fig.1 Schematic of dual-mode solid rocket scramjet
1.1 试验系统
1.1.1 地面直连试验系统
试验采用国防科技大学地面直连试验系统,如图2所示。空气加热器为酒精、氧气、空气三组元燃烧式加热器,加热气体中氧气质量分数约为0.23。加热器末端采用拉瓦尔喷管将气体加速至Ma=2.0,用于模拟发动机进气道出口(隔离段入口)状态。试验过程中采集推力、压力和质量流量三类参数试验过程由测控系统控制。
图2 试验系统示意图Fig.2 Schematic of the experimental equipment
本文地面直连试验模拟马赫数6、高度25 km的飞行工况,表1给出模拟隔离段入口气流参数。其中,马赫数由加热器出口设计喷管尺寸决定;总压可以通过试验过程中的压力传感器采集获得;总温是由热力计算获得;流量这是根据质量守恒定律,为空气加热器燃烧室中空气、氧气、酒精的质量流量总和。
表1 隔离段入口来流空气参数Table 1 Parameters of the airflow at isolator inlet
1.1.2 固体超燃冲压发动机模型
为探究具有多个凹腔、多个燃气发生器的固体超燃冲压发动机工作特性。本文采用一种对称结构的矩形截面固体超燃冲压发动机构型。图3为该超燃冲压发动机燃烧室展向切面图及详细尺寸。
图3 试验模型示意图Fig.3 Schematic of the experimental model
固体超燃冲压发动机由以下五部分组成：
(1)燃气发生器。两个燃气发生器对称布置,采用含硼贫氧固体推进剂(硼质量分数33.5%)。推进剂在燃气发生器内自维持燃烧产生气固两相高焓富燃燃气,燃气成分由热力计算得到[29]。
(2)隔离段。采用等截面构型,入口宽度和高度分别为50 mm/40 mm。加热器出口和超声速燃烧室之间的压力可以通过隔离段进行平衡。
(3)喷注段。采用等截面构型,通过台阶与隔离段相连,台阶能有效抵制燃烧室压强向上游移动。超声速气流通过隔离段喷入燃烧室,富燃燃气入射方向与来流呈60°倾角。
(4)喷注结构。采用Y型分流道喷注方式。单个燃气发生器中的高焓气固两相富燃燃气通过Y型流道,分别从来流方向的前后两个喷注口进入喷注段,与空气来流进行高效掺混燃烧。
(5)超声速燃烧室。适应燃烧释热引起的超声速气流阻塞,该构型内部尺寸保持沿流向扩张。在气固两相富燃燃气与超声速来流在燃烧室中进行掺混燃烧,其中布置三个凹腔作为增强掺混燃烧的装置。
1.1.3 地面试验工况
本文通过燃气发生器的工作状态实现燃料当量比和喷注方式变化。图4为不同工况下燃气发生器工作时序,根据燃气发生器工作状态分为T1、T2、T3三个工况。数值模拟研究将根据地面直连试验的三种不同工况开展。根据燃气发生器的工作状态,图5展示了T1、T2和T3三个工况下的燃料喷注方式及燃料当量比情况。
图4 试验时序控制Fig.4 Time sequence
图5 不同工况下燃料喷注方式示意图Fig.5 Schematic of fuel injection modes at different conditions
1.2 数值模拟方法
1.2.1 数值模型
为获得发动机燃烧室内部流场特征,本文采用剪切应力运输模型k-wSST开展数值模拟研究。该模型能够精确模拟由燃料喷注产生的自由剪切层湍流和凹腔产生的回流流动。由于燃烧室内颗粒组分较低,以气体为主,可以看作稀疏颗粒流,仅考虑颗粒与气体间的相互作用。采用离散随机游走模型追踪凝相颗粒运动;采用多组分化学反应方程模拟流动燃烧过程。此外,还考虑了粘性加热和低雷诺数修正。推进剂的主要成分为丁羟、高氯酸铵和硼粉,并混有少量铝、镁金属粉末进行助燃。表2给出质量守恒简化的含硼固体推进剂燃烧产物组分热力计算结果[30]。由表2可知,气固两相富燃燃气中的可燃气相组分主要为H2、CO和B2O2,固相颗粒主要包括硼(B)颗粒和碳(C)颗粒。
表2 硼基固体推进剂燃烧产物[30]Table 2 Simplified component of boron-based solid propellant combustion[30] %
气相燃烧反应相关化学反应如表3所示。颗粒燃烧模型为课题组自定义反应模型。碳颗粒燃烧采用多表面反应形式的移动火焰锋面模型(MFF),认为只发生表面氧化反应,其反应速率由扩散过程和表面动力学速率共同控制。结合燃烧室气相组分,表3给出了碳颗粒的表面化学反应。依据文献中对固冲发动机燃气发生器燃烧产物分析结果[31],本文碳颗粒采用统一粒径10 μm。
表3 气相和碳颗粒化学反应Table 3 Chemical reaction of gas and carbon particles[30]
硼颗粒反应模型中的反应过程分为点火和燃烧两个阶段。其中,点火阶段主要完成硼颗粒表面氧化层去除过程,燃烧阶段完成其氧化反应过程。根据燃烧室内气体成分及硼颗粒的点火燃烧特性,表4给出了硼颗粒点火及燃烧过程中化学反应方程。依据文献中对含硼推进剂燃烧产物分析结果[31],本文硼颗粒统一粒径2.5 μm,氧化层厚度20 nm。
表4 硼颗粒表面化学反应Table 4 Chemical reaction parameters of boron particles[30]
1.2.2 边界条件
为保证数值模拟方法的准确性,使用地面直连试验采集到的参数作为边界条件,如表5所示。
表5 边界条件Table 5 Boundary conditions
1.2.3 物理模型
由于试验固体超燃冲压发动机内流道为对称结构,以其中一种工况为例,其结构如图6(a)所示。为节约计算资源取内流道构型的1/4结构进行计算,对几何突变处和壁面的网格进行加密,数值模拟计算域如图6(b)所示。
(a)Physics model
1.2.4 模型验证
采用上述边界条件和数值计算域对试验固体超燃冲压发动机进行数值模拟,图7为工作稳定后发动机内流道壁面轴向压力分布试验测试结果与数值模拟结果,其中压力与位置分别进行无量纲处理。分别使用93 000(S1)、1 540 000(S2)和1 800 000(S3)网格数量的计算域,对数值模拟结果进行网格无关性验证。可以看出,S2算例和S3算例网格数量的计算结果与试验结果较为接近,并且能够反映出试验中燃烧室压力前传现象,对燃烧室内压力变化趋势也有较好的吻合。而S2算例网格数量较少,能在保证计算资源的前提下减少计算资源的使用。因此,采用S2算例网格数量的计算域模型展开研究。
图7 试验和仿真壁面压力对比Fig.7 Schematic of the wall pressure of the combustor for testing and simulation
上述表明,本文采用的数值计算方法具有一定的适用性,能较为准确地反映实际流场的流动特性及颗粒运动情况。
1.3 性能计算
(1)气相燃烧效率[32]
燃烧室内任意截面处的某一气相组分的燃烧效率计算公式：
(1)
(2)固相燃烧效率[32]
燃烧室内任意截面处的颗粒燃烧效率计算公式：
(2)
式中Cm,residual为该截面上剩余颗粒质量;Cm,start为初始颗粒质量。
(3)总燃烧效率[32]
气固两相富燃燃气的总燃烧效率由气相成分和固相成分共同决定。燃烧室内任意截面处总的燃烧效率的计算公式：
(3)
式中α为碳颗粒的质量含量;β为硼颗粒的质量含量;ε为富燃燃气中凝相物质的含量;NC为富燃燃气中可燃气体的种类数;Qi,g、QC、QB分别为富燃燃气中可燃气体以及碳颗粒、硼颗粒的燃烧热,分别为QH2=1.43×108J/kg,QCO=0.101×108J/kg,QC=0.328×108J/kg,QB=0.58×108J/kg。
(4)总压损失系数[32]
总压损失系数δ计算公式：
(4)
总压恢复系数和总压损失系数的和为1。
2.1 工作特性分析
当前,国内外学者分别从地面试验测量手段及数据、数值仿真和理论分析方面提出了燃烧模态的判别准则,但并没有形成统一的认识[33-38]。一般将燃烧室入口(隔离段出口)质量平均一维马赫数作为发动机燃烧室燃烧模态判别准则,认为Ma<1时,燃烧室工作在亚声速燃烧模态;反之工作在超声速模态。根据图4所描述的试验时间顺序开展试验。试验过程的燃料当量比、台架推力和隔离段出口马赫数及压力变化曲线如图8所示。当固体推进剂开始点火到发动机开始产生推力,中间几乎没有时间间隔,认为不存在点火延迟。但此时燃料燃烧产生的推力增益较小,仅有100 N左右。此外,由图8可知,在t=17.9～22.3 s,隔离段出口马赫数Ma<1,发动机燃烧室工作在亚燃模态;在t=9.19～17.9 s和t=22.3～27.72 s,隔离段出口Ma>1,发动机燃烧室工作在超燃模态。而根据图8中隔离段出口马赫数随时间变化,可认为试验过程中燃烧室成功实现了由超燃模态转换为亚燃模态,再到超燃模态的动态转变,达到了本次试验的目的。
图8 发动机工作性能Fig.8 Evolution of operation parameters in the combustor
图9分别显示了11.2、21.8、25.8 s的燃烧室出口火焰图像,分别对应不同的燃烧模态。很明显,在11.2、25.8 s的超声速燃烧模态下,燃烧室出口的火焰不够明亮,并且存在未燃烧完全的颗粒。而在21.8 s的亚声速燃烧模态下,燃烧室出口出现明亮的火焰,并且淡淡的绿色(硼颗粒的焰色反应颜色为青绿色)。因此,可认为亚燃模态下的硼颗粒燃烧效率较高。
图9 不同模态下尾焰图Fig.9 The flame image at different modes
(a)The cavities after the experiment
图10给出了试验前后喷注段表面和凹腔型面变化,能明显看到喷注段表面和三个凹腔后缘均被烧蚀。其中,在凹腔后缘形成了凹陷,且在凹腔后等直段有颗粒沉积。结合图7的试验和仿真压力曲线变化,这两个部分试验采集数据与数值模拟数据有一定差异,可认为是燃烧室烧蚀和颗粒沉积造成的误差。此外,由仿真计算和试验采集的压力数据表明,高压区位于喷注段和第一个凹腔之间,并且烧蚀最严重的区域也位于第一个凹腔后缘,故可认为发动机内的高压区也是燃料燃烧释热最剧烈的区域。
图11为数值模拟得到的某一工况下颗粒运动轨迹示意图,能够看出颗粒在燃烧室内分布范围广泛,在燃烧室壁面发生碰撞、反弹,但流入前凹腔内的颗粒明显多于后凹腔,该特征与图10中凹腔颗粒沉积和烧蚀情况一致。
图11 数值计算得到的颗粒相运动轨迹Fig.11 Schematic of the particles motion trajectory calculated by simulation
2.2 流场参数分析
图12为不同工况下发动机沿程质量平均一维马赫数。可见,T1和T3工况下隔离段出口马赫数大于1,燃烧室工作在超声速燃烧模态,而T2工况下的隔离段气流马赫数下降程度较大,至隔离段出口变为亚声速,工作在亚声速燃烧模态。此外,三个工况下马赫数沿发动机流向均呈现下降-波动-上升的变化特点。亚声速燃烧模态下,燃烧室出口马赫数最低,为1.54。
图12 不同实验条件下马赫数沿发动机流向变化Fig.12 Mach number distributions in different test conditions
将不同工况下发动机内流道的隔离段沿程参数、燃烧室内温度、总压损失系数、各组分燃烧效率等参数相结合,对不同燃烧模态下发动机内流场特点展开分析与讨论。
图13为三种工况下数值计算得到的隔离段质量平均一维马赫数与试验数据反推计算得到马赫数的对比图。可以看到,在隔离段内通过试验数据计算得到的马赫数[39]与数值计算得到的马赫数拟合程度较好。而当气流离开隔离段,进入燃烧室后,数值模拟结果与计算结果出现了一定的偏差。一方面,隔离段出口为一个扩张段,气体发生膨胀,导致试验反推出的马赫数和数值计算得出的马赫数产生一定误差;另一方面,燃料喷注位置距离隔离段出口较近,燃料燃烧产生使得在隔离段内的绝热假设不完全成立,认为这是导致试验反推马赫数和仿真得出的马赫数产生误差的主要原因。
(a)T1
图14为三种工况下数值计算得到的密度与计算方法得到密度对比图。隔离段内的密度变化能够一定程度反映出激波的强度和位置变化。超燃模态(T1、T3)下,隔离段沿程气流密度略有增加,而进入燃烧室后气流密度增长明显。而在亚燃模态(T2)下,密度在隔离段下游开始不断增加。
图15～图17分别为不同工况下发动机内流场马赫数、密度与温度云图,对三种工况下的内流场进行分析。为分析隔离段出口处试验反推结果与仿真结果产生较大偏差的原因,结合数值模拟得到的隔离段出口对称面马赫数云图和密度云图可知,在隔离段出口的凸台处形成低速区。仿真结果给出的是该压力测点截面处质量平均一维马赫数,而通过试验数据反推得到的结果,无法反映出发动机内部的回流等流动结构,导致一维的参数计算方法不准确。
(a)T1
图15 不同试验工况下马赫数云图Fig.15 Mach number contours in different test conditions
图16 不同试验工况下密度云图Fig.16 Density contours in different test conditions
图17 不同试验工况下温度云图Fig.17 Temperature contours in different test conditions
此外,从图13和图14可以看到,亚燃模态(T2)下的马赫数和密度呈现振荡的趋势,与试验反推结果吻合度不高。结合马赫数和密度云图认为,此振荡是由隔离段下游形成的斜激波造成的。斜激波产生于隔离段下游,其在隔离段壁面的作用强度不同,造成了不同的密度和马赫数分布。而试验过程中隔离段壁面压力测量点受限,无法将整个隔离段壁面压力情况反映出来。
此外,由图15可得,三种工况下燃烧室内凹腔位置均产生了低速回流区。由燃料喷注产生的横向射流与第一个凹腔会在靠近燃烧室壁面处形成一个较大的低速区域,有利于燃料充分燃烧。而第二个和第三个凹腔处分别会产生一个较小的回流区域。对比三个凹腔处产生的低速区,认为燃料喷注产生的横向射流与凹腔结构相结合产生的回流区更大,促进燃料燃烧作用更明显。通过马赫数与密度云图可以清晰看到隔离段内激波串强度及位置变化。T1与T3工况下,激波主要存在于燃烧室内,对隔离段内来流速度和密度影响不大。其中,T3工况的燃料当量比较高,由燃料喷注产生的横向射流对流场影响程度较大。而T2工况下,隔离段内形成激波结构,对来流减速,使隔离段出口气流马赫数小于1,燃烧室内为亚燃模态。结合温度云图可以发现,T2工况下,高温区域延展至流道中心,形成热壅塞。因此,可认为激波产生的位置及强度受到燃料喷注产生的横向射流和燃烧释热的共同影响。但T1和T3工况的超燃模态下,燃烧释热量相对较低,激波主要受到横向射流的影响,而T2工况的亚燃模态下,激波位置和强度主要受到燃烧室内流道产生热壅塞程度的影响。由图17可得,三种工况下燃烧室内高温区主要位置在发动机流道壁面,与试验中燃烧室壁面的烧蚀现象相符,为发动机地面试验的热防护提供一定借鉴。此外,三种工况下的高温区与燃烧室内低速区域有一定重合性,说明低速区域有利于燃料燃烧释热。分析认为,一方面燃料在低速区停留时间长,与空气掺混燃烧更充分,另一方面燃料进入高温的低速区域被加热,使其更易发生反应。
2.3 性能分析
总压损失系数是衡量燃气膨胀做工潜力的重要参数,对发动机燃烧室设计具有重要意义。利用流场总压损失系数分析流场内参数剧烈变化的区域,图18为不同工况下发动机总压损失系数变化曲线。三种工况下总压损失系数总体变化趋势相同,呈上升趋势。可知,T2工况的总压损失在隔离段及喷注段位置较大,达到0.33,结合云图可知是由隔离段内激波和燃料喷注产生的横向射流共同影响导致的。而在进入燃烧室后,其增长趋势变缓,最终在发动机出口获得三个工况中最小的总压损失仅为0.52。
图18 不同实验工况下总压损失系数变化Fig.18 Total pressure loss efficiency distributions in different test conditions
文献中对总压的影响因素给出了较为合理的解释[40]。总压的变化：
(5)
式中γ为比热容;M为马赫数;pt和Tt分别为总压和总温。
由式(5)可知,为获取最佳性能,需要尽可能高效放热,并最大限度减少瑞丽损失。因此,燃烧过程中马赫数需尽可能小。由三种工况下马赫数曲线可知,T2工况下燃烧室马赫数处在较低的水平,这是由剧烈的燃烧释热增加了压力和温度导致的。T1与T3工况均为燃料单侧喷注,但T3工况下的总压损失较高。其中,隔离段及喷注段造成的T3工况总压损失为0.30,高于此处T1工况下的总压损失0.28。T1和T3工况下燃料当量比分别为0.3和0.4,又由密度云图可知,T3工况下燃料喷注产生的横向射流影响高于T1工况。因此,认为是燃料喷注产生的横向射流程度不同导致隔离段及喷注段的总压损失不同。而在燃烧室中T3工况的总压损失为0.27,仅比T1工况下总压损失低0.01,导致其燃烧室出口总压损失系数高于T1工况,认为是超声速燃烧模态下,燃烧室内低速区较少,燃料燃烧释热不充分,对马赫数降低的程度不够造成的。
总燃烧效率和总温能够直观体现出燃烧室中能量转换效率。如图19所示,为不同工况下总温和总燃烧效率变化曲线。其中,三种工况下总温和燃烧效率均在燃料喷口下游产生剧烈变化,表明富燃燃气进入燃烧室后能够迅速与来流空气进行掺混燃烧并完成释热。T2工况下的总燃烧效率和总温均高于T1和T3工况。T2工况下总燃烧效率η2=79,总温Tt2=3246 K,T1和T3工况下的总燃烧效率分别为η1=0.42,η3=0.53,总温分别为Tt1=2324 K,Tt3=2478 K。三种工况下总燃烧效率相差较大,且不同工况下的燃料当量比差异明显,因此会产生较大的总温温差。此外,总燃烧效率和总温变化剧烈的位置为燃料喷注口下游至第三个凹腔后缘,在第三个凹腔后缘至燃烧室出口的总燃烧效率和总温上升趋势较缓慢,可以认为燃料主要放热的区域为燃料喷注口下游至第三个凹腔后缘,与图7中的燃烧室壁面烧蚀情况吻合。因此,亚声速燃烧模态下燃料燃烧更加充分,释热也更加剧烈,而燃料主要发生反应的区域与燃烧模态影响关系不明显。此外,由颗粒运动轨迹图和颗粒燃烧效率变化曲线可知,相比于气相组分进入燃烧室后贴近壁面流动,颗粒相在燃烧室内具有较大的穿透深度,与中心主流空气充分掺混并燃烧,从而保持比较稳定的燃烧。
表6给出了不同工况下燃烧室的试验总燃烧效率[41]与仿真总燃烧效率对比,可看出试验和数值计算误差较小。
(a)Total combustion efficiency (b)Total temperature图19 不同试验工况下总温和总燃烧效率变化Fig.19 Total temperature and Total combustion efficiency distributions in different test conditions
表6 燃烧效率对比Table 6 Comparison of combustion efficiency
富燃燃气中主要包含气相燃料(H2、CO)和凝相颗粒(C、B)两类。通过分析不同组分的燃烧与流动特性,分析在不同工作模态下各发动机性能产生差异的原因。
图20为不同工况下气固两相富燃燃气中气相组分(a)与颗粒相组分(b)的燃烧效率变化曲线,并包含气相组分在截面x/H=0.51的分布云图。其中,气相组分的燃烧效率接近1,远高于颗粒相组分的燃烧效率,并且气相组分主要发生反应的位置为燃料喷注口下游至第一个凹腔后缘处。T2工况下,气相组分在燃料喷注口下游位置的燃烧速度低于其他两个工况,认为是燃料当量比较大,来流空气量有限的情况下不能充分反应。此外,气相组分进入燃烧室后紧贴燃烧室壁面流动,与中心主流的空气接触和掺混有限,导致初始燃烧效率低的问题。由图20(b)可知,颗粒相燃烧的主要位置位于喷注段后至凹腔后缘处,并且三种工况下的颗粒相燃烧效率有较大差异。其中,T1与T3工况下的硼颗粒燃烧效率分别为0.18、0.31,低于T2工况下的硼颗粒燃烧效率0.78。T2工况下的碳颗粒燃烧效率也是最高的,为0.65;T3工况下燃烧效率次之,为0.55;而T1工况下的碳颗粒燃烧效率最低,为0.46。
(a)Combustion efficiency of the gas
(1)本文通过控制燃气发生器工作时序,实现对固体超燃冲压发动机燃烧室的热力调节,完成了燃烧室燃烧模态动态转换试验研究。
(2)本文建立的数值计算模型能够实现对固体超燃冲压发动机内流场参数计算,数值计算模拟的结果与试验结果吻合度较高,也验证了提出的隔离段参数实时计算方法的可行性。隔离段参数实时计算方法能够反映出隔离段沿程参数的变化趋势,可以满足工程需求。
(3)数值计算结果表明,隔离段和燃烧室内激波的位置和强度受到横向射流和热壅塞的共同影响。而不同燃烧模态下影响激波的主要因素不同。其中,超声速燃烧模态下,激波的强度和位置主要受到横向射流的影响;亚声速燃烧模态下,主要受到热壅塞影响。
(4)研究结果表明,发动机工作在亚燃模态下燃料燃烧更加充分,使工作性能优于超燃模态,总压恢复系数为0.44,总燃烧效率为0.79。根据不同燃烧模态下各组分燃烧效率变化可知,燃料主要发生反应的区域与燃烧模态关系不明显。
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