Analysis of Macro-scale Flow and Micro-scale Mechanism of Shock-induced Combustion for Hypersonic Flight

临近空间内的吸气式高超声速飞行器是目前航空航天领域的研究热点和重点，吸气式高超声速推进系统的燃烧方式包括超声速湍流燃烧和激波诱导燃烧两类，以超声速湍流燃烧作为燃烧方式的超燃冲压发动机是吸气式高超声速飞行器的常规动力，但难以应对更高马赫数的飞行任务。激波诱导燃烧具有自点火、释热速率快、激波波面和火焰面驻定等特点；相应地，激波诱导燃烧冲压发动机具有构型简单、燃烧室紧凑、点火和燃烧稳定等特点，是极具潜力的吸气式高超声速推进系统。目前激波诱导燃烧冲压发动机的相关研究相对缺乏，需要对此开展研究，为工程应用提供支撑。 本文旨在推动激波诱导燃烧在吸气式高超声速推进系统中的应用，研究内容关注激波诱导燃烧的三个关键问题：一是超声速燃烧中激波与燃烧的相互作用；二是激波诱导燃烧的流动规律和流场结构；三是激波诱导燃烧中的热化学非平衡现象。前两个关键问题，采用CFD方法进行数值模拟研究；第三个关键问题，采用DSMC方法进行模拟研究。此外在DSMC模拟中发现尺度效应对氢氧燃烧计算结果的影响不可忽视，而相关研究匮乏，本文最后对氢氧燃烧的微观机理进行了较深入讨论。本文主要研究内容和创新性成果如下： 1）以HyShot&nbsp;II超燃冲压发动机为例，讨论了超声速来流下氢氧燃烧中的激波与燃烧的相互作用：燃烧室中的激波可以极大地提高化学反应速率，促使流场中产生大量自由基并诱发燃烧反应；而燃烧改变流场温度，进而改变激波位置。特别考虑了激波燃烧耦合的极限情况，即激波与燃烧完全耦合形成C-J爆轰波，理论分析了一维C-J爆轰发动机模型的超声速燃烧流动规律。 2）对受限空间内的超声速氢氧预混气体中激波诱导燃烧现象进行数值模拟研究，分析了楔面角度、当量比、来流总温等因素对流场结构的影响，据此设计了一种激波诱燃发动机模型，并对不同喷注方式的混合段和燃烧室的流场结构进行了详细研究和定量对比。结果表明：悬臂式支杆喷注具有较好的混合效率，可以极大地提高燃烧进程；激波/边界层干扰是影响激波驻定的因素，通过扩张型燃烧室减小了这一影响；在高马赫数和高当量比的条件下获得了稳定的流场，在激波后的温度足够高、点火延迟时间足够短的条件下，可以保证极短燃烧室内完成充分燃烧。 3）针对激波诱导燃烧中涉及的复杂热化学非平衡现象，采用DSMC方法直接模拟了分子的热力学非平衡状态和化学非平衡状态，分别讨论了热化学非平衡对氢氧自燃、爆轰波和激波诱导燃烧等物理过程的影响并解释了原因。结果表明：氢氧自燃初期会出现强烈的热力学非平衡特征，振动非平衡会极大地增加点火延迟时间；获得了一维爆轰波结构和各组分的振动温度，揭示了波面后各组分振动能的变化；对不同工况下的激波诱导燃烧进行定量地对比研究，说明了平动能、转动能和振动能之间的差异带来的影响，即激波后振动能激发滞后，化学反应速率会因此降低，导致火焰面后移；揭示了释热速率与内能松弛速率之间的量级关系，对于爆轰燃烧这一类释热速率较大的物理过程，需要考虑热化学非平衡的影响。 4）揭示了微观尺度和宏观尺度下氢氧燃烧的差异，解释了尺度效应对链激发反应和点火延迟时间的影响。结果表明：在微观尺度下，点火延迟时间会随着特征长度的减小而明显增加，在低温时更为明显；通过定量比较宏观方法与微观方法计算结果的差异，给出了宏观方法失效的温度尺度分界线；对于DSMC模拟粒子数不足的情况，提出了一种修正反应速率来保持物理点火延时不变的方法，典型算例表明点火延时不会随着模拟粒子数的变化而变化。</p

超燃冲压发动机喷管推力性能理论预测

超燃冲压发动机发展60多年来,虽然取得了很大的进步,但是对其推力大小的理论评估是一个没有很好解决的问题.超燃冲压发动机的推力主要由喷管产生,因此重点研究了喷管的推力特性.将燃烧室出口参数作为喷管入口边界条件,利用等熵膨胀理论,通过对喷管壁面压力积分,得到了简化的无量纲推力公式,获得了影响推力大小的关键参数和物理规律.理论分析表明,对于给定的喷管,超声速燃烧对于提高推力是有利的.提高推力的主要途径就是提高燃烧气体的压力.理论分析结果与数值结果吻合比较好,证明了理论分析的准确性

斜爆轰发动机流动机理分析

为了研究高Mach数超燃冲压发动机和斜爆轰发动机的内流场燃烧流动机理,首先用CJ爆轰理论对超燃冲压发动机的内流场特性进行了理论分析,给出了燃烧室流场的气动规律,理论分析结果与现有实验结果吻合得非常好.其次,根据理论分析结果,提出了高Mach数超燃冲压发动机和斜爆轰发动机的气动设计原则.最后,根据提出的气动设计原则,设计了高Mach数斜爆轰发动机,飞行Mach数为9,对斜激波诱导燃烧机理开展了二维数值模拟研究.数值模拟结果表明,在高Mach数下,斜爆轰发动机燃烧室内可以得到稳定的燃烧流场

Aerodynamic principles of shock-induced combustion ramjet engines

The shock-induced combustion ramjet engine is the most favorable air breathing propulsive system and a suitable option for high-speed flight. In this paper, theoretical analysis and numerical simulations were conducted to study the thrust performance of shock-induced combustion ramjet engines. Firstly, the propulsive performance of supersonic combustion ramjet engines was theoretically analyzed by using the Chapman-Jouguet detonation theory. Then, the aerodynamic principles of shock-induced combustion ramjet engines were put forth on the basis of the theoretical analysis results. Finally, a full-scale shock-induced combustion ramjet engine was designed according to the aerodynamic principles. Two-dimensional numerical simulations were conducted to simulate its combustion flow field and propulsive performance. The numerical results demonstrate the correctness and application of the theoretical aerodynamic principles. (C) 2020 Elsevier Masson SAS. All rights reserved

提高高马赫数超燃冲压发动机推力的理论方法

斜爆轰发动机和激波诱导燃烧冲压发动机在高马赫数吸气式发动机中具有重要应用前景,但是斜爆轰发动机是否具有足够大的净推力,还是一个未知的问题,因此需要对高马赫数冲压发动机的推进性能以及提高推力的方法进行理论研究.本文主要分为3部分.第1部分理论研究了超燃冲压发动机中的爆燃波和爆轰波的传播特性.保证发动机稳定燃烧是提高推力的前提.通过对爆燃波和爆轰波传播特性研究,得到了影响发动机燃烧稳定性的关键参数和物理规律.第2部分研究了发动机处于热壅塞临界状态下的燃烧规律和推力特性.在临界状态下,燃烧室入口气流速度正好等于爆轰波传播速度,二者处于平衡状态,这是发动机推进性能的理论上限.第3部分研究了提高高马赫数超燃冲压发动机推力的理论方法.对于高马赫数冲压发动机,燃烧室入口气流速度远远大于爆轰波的传播速度,这部分速度差就是提高推力的理论空间.对于马赫数Ma≥12的超燃冲压发动机,理论上燃烧产生的爆燃波或激波不会引起发动机不起动,因此可以通过进一步添加燃料和氧化剂的方法来提高其推力.理论分析结果表明,对于高马赫数超燃冲压发动机,不但燃烧流场是容易稳定的,而且可以有很多方法来进一步提高推力