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温贝尔展出冲压式喷气发动机“Adder”
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作者 孙海蓉 《航空兵器》 2000年第5期37-,共1页
1999年11月,温贝尔设计局将庆祝其建立50周年。在巴黎航展上,它展出了最新产品——远距空对空导弹R-77 AAM-AE(AA-12“蝰蛇”)的冲压式喷气发动机派生型。虽然这种派生型的外观与R-77相似,但它没有火箭发动机型上的残留弹翼,而是具有4... 1999年11月,温贝尔设计局将庆祝其建立50周年。在巴黎航展上,它展出了最新产品——远距空对空导弹R-77 AAM-AE(AA-12“蝰蛇”)的冲压式喷气发动机派生型。虽然这种派生型的外观与R-77相似,但它没有火箭发动机型上的残留弹翼,而是具有4个把空气送进导弹发动机的进气口。采用冲压发动机将显著增大导弹的射程。新型导弹还提高了抗干扰能力。 到目前为至,MIG-29的改进型和Su-27将装备冲压发动机AAM- 展开更多
关键词 贝尔 喷气发动机 喷气式航空发动机 火箭发动机 ADDER 导弹 冲压发动机
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涡轮冲压组合发动机模态转换多变量控制研究 被引量:13
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作者 聂聆聪 李岩 +3 位作者 戴冬红 姜渭宇 侯营东 吴智锋 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第5期968-974,共7页
为解决串联式涡轮冲压组合发动机在涡轮模态与冲压模态转换过程中的推力及流量连续控制问题,在基于EKF的在线发动机实时模型基础上,提出了基于推力控制的串联式涡轮冲压组合发动机控制规律。通过发动机内推力、总空气流量、风扇空气流... 为解决串联式涡轮冲压组合发动机在涡轮模态与冲压模态转换过程中的推力及流量连续控制问题,在基于EKF的在线发动机实时模型基础上,提出了基于推力控制的串联式涡轮冲压组合发动机控制规律。通过发动机内推力、总空气流量、风扇空气流量、风扇喘振裕度等多参数的闭环控制,实现涡轮冲压组合发动机的稳定模态转换。仿真分析表明,模态转换过程中推力稳态控制误差不超过2.1%,流量稳态控制误差不超过3%,模态转换过程中推力瞬态波动不超过9%,空气流量瞬态波动不超过7.6%。 展开更多
关键词 涡轮冲压组合发动机 模态转换 多变量控制
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基于流量连续准则的小型涡轮冲压组合发动机模态转换过程分析 被引量:6
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作者 黄红超 王占学 +1 位作者 刘增文 蔡元虎 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第2期234-239,共6页
文章基于某小型涡喷发动机,开展了小型涡轮冲压组合发动机性能计算与匹配性分析。给出了涡轮冲压组合发动机详细的性能计算流程、设计点参数确定准则和涡轮冲压组合发动机模态转换过程参数计算方法。根据涡喷发动机压气机进口、涡轮出... 文章基于某小型涡喷发动机,开展了小型涡轮冲压组合发动机性能计算与匹配性分析。给出了涡轮冲压组合发动机详细的性能计算流程、设计点参数确定准则和涡轮冲压组合发动机模态转换过程参数计算方法。根据涡喷发动机压气机进口、涡轮出口的总静压参数沿飞行轨迹的变化规律,确定了涡轮模态向冲压模态转换的合理区间。根据冲压发动机燃烧室进口参数和静压平衡等约束条件,确定了小型涡轮冲压组合发动机关键截面几何参数。分析了不同的流量调节阀开度对模态转换过程参数变化规律的影响。按照模态转换过程保持流量连续的准则,确定了模态转换过程流量调节阀开度随马赫数的变化规律。最后给出了沿飞行轨迹的涡轮冲压组合发动机推力、比冲和喷管喉道面积的变化。 展开更多
关键词 涡喷发动机 冲压发动机 涡轮冲压组合发动机 模态转换
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并联式涡轮冲压组合发动机安装性能数值模拟 被引量:10
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作者 王永胜 王占学 +1 位作者 刘增文 马会民 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第3期312-317,322,共7页
为了研究涡轮基组合循环发动机的安装性能,基于美国Georgia大学工程技术研究中心提出的HSF高速飞行器,选择并联式涡扇-冲压组合发动机方案作为研究对象。采用数值模拟方法,研究了并联式涡扇-冲压组合发动机的工作模式转换点的确定方法,... 为了研究涡轮基组合循环发动机的安装性能,基于美国Georgia大学工程技术研究中心提出的HSF高速飞行器,选择并联式涡扇-冲压组合发动机方案作为研究对象。采用数值模拟方法,研究了并联式涡扇-冲压组合发动机的工作模式转换点的确定方法,以及模式转换过程中气动参数变化和几何调节规律,建立了适用于并联式涡轮基组合发动机的进排气系统安装损失计算模型及安装性能计算模型。研究表明,通过几何和发动机供油规律调节,可保证在推力连续的准则下完成工作模式转换,发动机的安装性能满足飞行器的要求。 展开更多
关键词 涡轮冲压组合发动机 模式转换 安装性能 数值仿真
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涡轮冲压组合循环发动机引射过程数值模拟 被引量:3
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作者 汪维娜 王占学 +1 位作者 乔渭阳 蔡元虎 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第6期513-515,539,共4页
为了研究气流参数和几何参数对TBCC发动机引射工作过程的影响,基于CFD技术,采用数值求解N-S方程的方法,开展了对TBCC发动机引射工作过程的数值模拟研究。基于TBCC发动机引射过程数值模拟结果的分析,可以发现:随着引射段主流(涡轮发动机... 为了研究气流参数和几何参数对TBCC发动机引射工作过程的影响,基于CFD技术,采用数值求解N-S方程的方法,开展了对TBCC发动机引射工作过程的数值模拟研究。基于TBCC发动机引射过程数值模拟结果的分析,可以发现:随着引射段主流(涡轮发动机排出气流)的进口气流角度增加,总压和马赫数的分布趋于均匀,但是总压损失逐渐增大,因此在TBCC发动机引射段结构设计时,不应使涡轮发动机的排气角度过大。存在一个最小的引射段长度Lm in,当引射段长度小于Lm in时,随着引射段长度的增加,总压损失显著增大;当引射段长度大于Lm in时,随着引射段长度的增加,总压损失基本不发生变化。 展开更多
关键词 涡轮冲压组合循环发动机^+ 涡轮发动机 冲压管道 引射工作过程
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涡轮增压固体冲压发动机补燃室燃烧数值模拟研究 被引量:2
6
作者 林彬彬 潘宏亮 刘洋 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第4期468-473,共6页
提出了涡轮增压固体冲压发动机补燃室三股气流燃烧数值模拟的方法。分别采用Standard k-ε、k-εRNG、k-ωSST湍流模型,结合三维N-S方程、颗粒轨道模型、King硼粒子点火模型、硼粒子燃烧模型建立TSPR发动机补燃室三维两相流动燃烧模型... 提出了涡轮增压固体冲压发动机补燃室三股气流燃烧数值模拟的方法。分别采用Standard k-ε、k-εRNG、k-ωSST湍流模型,结合三维N-S方程、颗粒轨道模型、King硼粒子点火模型、硼粒子燃烧模型建立TSPR发动机补燃室三维两相流动燃烧模型。首先,利用本文模型进行冷流掺混分析,确定了试验发动机构型并进行燃烧试验,三股气流形成了稳定燃烧;然后,将数值计算得到的补燃室压强、特征速度、燃烧效率与实验结果进行对比分析,并进行了计算模型可信性分析;文中综合湍流模型对TSPR补燃室燃烧情况模拟的影响,得出硼颗粒模型是进一步提高含硼三股气流模拟精度的主要原因。说明本文采用的模型以及与之相匹配使用的方法适用于TSPR发动机补燃室燃烧情况的分析。采用本文补燃室结构进行试验,有无硼成分的试验燃烧效率分别达到82.1%和88.8%,数值模拟结果显示,还应进一步改进补燃室结构,以降低总压损失,促进补燃室壁面附近的空气参与燃烧,并提高硼粒子燃烧效率。 展开更多
关键词 涡轮增压固体冲压发动机 补燃室 含硼固体推进剂 数值模拟 两相流
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涡轮冲压组合发动机加力/冲压燃烧室流动及燃烧模拟 被引量:4
7
作者 王玉男 王占学 张军峰 《航空发动机》 2013年第3期23-26,76,共5页
为了解加力/冲压燃烧室内流场分布特性,利用0维串联式涡轮冲压组合发动机(TBCC)性能计算程序得到发动机主要截面参数结果。基于计算流体力学(CFD)模拟方法,进行了小型涡轮冲压组合发动机在关加力模态、开加力模态、模态转换和冲压模态... 为了解加力/冲压燃烧室内流场分布特性,利用0维串联式涡轮冲压组合发动机(TBCC)性能计算程序得到发动机主要截面参数结果。基于计算流体力学(CFD)模拟方法,进行了小型涡轮冲压组合发动机在关加力模态、开加力模态、模态转换和冲压模态下加力/冲压燃烧室内部流动及燃烧模拟,分析了单环和双环火焰稳定器对加力/冲压燃烧室长度等方面的影响,通过对比可知:在同等长度下含有双环火焰稳定器的燃烧室出口温度更高。 展开更多
关键词 加力 冲压燃烧室 涡轮冲压组合发动机 流动 燃烧 计算流体力学 数值模拟
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涡轮冲压组合发动机燃油系统温升仿真研究 被引量:5
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作者 刘友宏 李甲珊 +2 位作者 唐世建 陆德雨 董海滨 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第5期984-991,共8页
为了实现涡轮冲压组合发动机(简称组合发动机)燃油系统温升仿真计算,基于Flowmaster软件平台首次建立了组合发动机燃油系统温升仿真计算模型,为提高精度,根据试验数据自定义了航空煤油随温度压力变化的物性模块代替软件内置物性模块,基... 为了实现涡轮冲压组合发动机(简称组合发动机)燃油系统温升仿真计算,基于Flowmaster软件平台首次建立了组合发动机燃油系统温升仿真计算模型,为提高精度,根据试验数据自定义了航空煤油随温度压力变化的物性模块代替软件内置物性模块,基于此进行仿真计算得到不同工作模态下燃油系统温升情况。计算结果表明:涡轮模态工况下自定义物性模块计算得到的主要节点温升与软件内置物性模块相比总体偏低,且压力变化越大计算结果偏差越大;模态转换期间各子燃油系统流量迅速变化对燃油温度影响十分显著;冲压模态工况下燃油流量为2.68倍主燃烧室燃油流量时,可承受的最大发动机热负荷为400kW,最大飞行马赫数为5。实现了对发动机燃烧室入口燃油温度的预测和评估。 展开更多
关键词 涡轮冲压发动机 模拟 燃油系统 温升 热管理
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串联式涡轮冲压发动机加力/冲压燃烧室设计及流场计算 被引量:1
9
作者 李锋 尚守堂 +3 位作者 郭瑞卿 唐正府 吕付国 陈骏博 《航空发动机》 2014年第1期22-25,共4页
以串联式TBCC加力/冲压燃烧室为研究对象,提出包含一体化整流支板、加力内锥及长短交错的径向火焰稳定器组成的TBCC加力/冲压燃烧室方案。针对TBCC发动机加力/冲压燃烧室进行了数值模拟,获得该燃烧室在不同模态下的流场特性。计算结果显... 以串联式TBCC加力/冲压燃烧室为研究对象,提出包含一体化整流支板、加力内锥及长短交错的径向火焰稳定器组成的TBCC加力/冲压燃烧室方案。针对TBCC发动机加力/冲压燃烧室进行了数值模拟,获得该燃烧室在不同模态下的流场特性。计算结果显示,在涡轮工作状态和涡轮/冲压共同工作状态下,TBCC发动机加力/冲压燃烧室的总压恢复系数均在95%左右;在冲压工作状态下,其总压恢复系数在86%左右。可以满足在不同模态下加力/冲压燃烧室对总压恢复系数的要求。 展开更多
关键词 加力 冲压燃烧室 涡轮冲压发动机 组合动力装置 流场 总压恢复系数 数值模拟
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水平起降Ma4高速飞机用涡轮冲压组合发动机研制关键技术难点解析及对策研究 被引量:1
10
作者 王奉明 朱俊强 +1 位作者 陈博 徐纲 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第10期2303-2312,共10页
水平起降Ma4高速飞机是目前研究的热点,涡轮冲压组合发动机是其可行动力形式之一,但历经50多年发展,Ma3.5以上涡轮冲压组合动力目前仍然停留在地面试验阶段,为了探明限制涡轮冲压组合发动机从技术研究转入工程研制的关键因素,本文设计... 水平起降Ma4高速飞机是目前研究的热点,涡轮冲压组合发动机是其可行动力形式之一,但历经50多年发展,Ma3.5以上涡轮冲压组合动力目前仍然停留在地面试验阶段,为了探明限制涡轮冲压组合发动机从技术研究转入工程研制的关键因素,本文设计了一个配装两台涡轮-亚燃冲压组合发动机、最高飞行速度为Ma4左右的水平起降高速飞机模型,设定了飞行任务剖面,计算出了整个飞行过程中飞机对发动机的推力需求,并对比现有航空发动机技术能力,分析出了阻碍涡轮冲压组合发动机向工程应用迈进的三大核心要素:飞机高空高速爬升阶段发动机存在一个巨大的"推力缺口",现有发动机推重比不够高导致飞机有效载荷和航程受到极大限制,发动机长时间高Ma数飞行导致可靠性和寿命低。据此针对性提出了技术研究措施建议。 展开更多
关键词 涡轮-亚燃冲压组合发动机 水平起降Ma4高速飞机 推力缺口 任务剖面优化
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涡轮冲压(串联布局)组合发动机基准概念方案研究 被引量:3
11
作者 诸惠民 《航空发动机》 北大核心 1997年第2期1-12,共12页
本文分析和介绍了二级入轨载机动力和高超音速推进装置的涡轮冲压组合发动机基准概念方案,其中包括它的一体化性能、大致构造尺寸和主要部件的工作过程,并且指出了涡扇、冲压串联布局的主要问题及其解决途径。
关键词 涡轮冲压发动机 组合 二级入轨 载机 空天飞机
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涡轮增压固体冲压发动机热力循环分析 被引量:3
12
作者 莫然 刘佩进 +1 位作者 刘洋 杨飒 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第5期598-602,共5页
针对未来导弹对推进系统高比冲、宽马赫、大空域的要求,将空速域宽广的空气涡轮火箭(ATR)和比冲性能好的固体火箭冲压发动机(SPR)进行集成,提出了涡轮增压固体冲压发动机(TSPR)的概念,对其进行热力循环分析,验证此组合概念发动机的原理... 针对未来导弹对推进系统高比冲、宽马赫、大空域的要求,将空速域宽广的空气涡轮火箭(ATR)和比冲性能好的固体火箭冲压发动机(SPR)进行集成,提出了涡轮增压固体冲压发动机(TSPR)的概念,对其进行热力循环分析,验证此组合概念发动机的原理可行性,建立了其热力循环分析模型。利用该模型在典型弹道上对ATR、SPR和TSPR的热力循环性能进行了比较。结果表明,TSPR比循环功最大,热效率稍低于ATR,在大空速域范围飞行时,综合性能优越。 展开更多
关键词 涡轮增压固体冲压发动机 固体火箭冲压发动机 空气涡轮火箭 热力循环分析 比循环功 热效率
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碳氢燃料超燃冲压发动机油气涡轮做功能力评估 被引量:4
13
作者 张铎 鲍文 +1 位作者 秦江 黎林林 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第12期1708-1712,共5页
为了研究油气涡轮泵燃油供给系统中,碳氢燃料裂解油气的做功能力,以正癸烷为替代燃料,基于其裂解后的实验组分分析,发展了基于Soave-Redlich-Kwong(SRK)状态方程的真实气体裂解混合物的等熵焓降计算方法,并对油气涡轮的做功能力进行了... 为了研究油气涡轮泵燃油供给系统中,碳氢燃料裂解油气的做功能力,以正癸烷为替代燃料,基于其裂解后的实验组分分析,发展了基于Soave-Redlich-Kwong(SRK)状态方程的真实气体裂解混合物的等熵焓降计算方法,并对油气涡轮的做功能力进行了分析和评估。研究表明,当膨胀起始温度为950K,膨胀起始压力超过3MPa,膨胀比为2时,裂解混合物的等熵焓降可达110kJ/kg,具备较强的做功能力。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 碳氢燃料 油气涡轮 等熵焓降
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碳氢燃料超燃冲压发动机点火技术试验 被引量:25
14
作者 丁猛 余勇 +2 位作者 梁剑寒 刘卫东 王振国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第6期566-569,共4页
在超燃冲压发动机直联式试验中,对液体碳氢燃料超声速燃烧的点火技术进行了研究,比较了多种点火方式包括氢气引导火焰点火、火炬点火器、固体装药点火器以及电火花塞的点火效果,并成功实现了氢气引导火焰与火炬点火方式下煤油的可靠着... 在超燃冲压发动机直联式试验中,对液体碳氢燃料超声速燃烧的点火技术进行了研究,比较了多种点火方式包括氢气引导火焰点火、火炬点火器、固体装药点火器以及电火花塞的点火效果,并成功实现了氢气引导火焰与火炬点火方式下煤油的可靠着火和持续稳定燃烧,煤油当量比范围约为0 87~1 72。在氢气引导火焰点火方式中,通过增加支板和改变氢气喷注位置,可将最小氢气当量比由0 34降为0 068。通过氢气引导火焰点火和火炬点火对比试验表明在相同的燃料喷注方式和当量比下,发动机工况基本与点火方式无关。 展开更多
关键词 冲压喷气发动机 超音速燃烧 燃料 点火 点火器
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冲压发动机发展现状及其关键技术 被引量:46
15
作者 张炜 朱慧 +1 位作者 方丁酉 张为华 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 1998年第3期24-30,共7页
对国内外冲压推进技术的发展现状进行了对比分析,论证了我国加快开展冲压发动机及相关技术研究的必要性。分析了冲压发动机驱动的导弹总体技术、进气道/转弯方式/冲压补燃室(无壅塞式应同时考虑燃气发生器)一体化设计、贫氧推进剂... 对国内外冲压推进技术的发展现状进行了对比分析,论证了我国加快开展冲压发动机及相关技术研究的必要性。分析了冲压发动机驱动的导弹总体技术、进气道/转弯方式/冲压补燃室(无壅塞式应同时考虑燃气发生器)一体化设计、贫氧推进剂、燃气发生器、助推器及转级等方面的关键技术。 展开更多
关键词 冲压火箭发动机 关键技术 冲压喷气发动机 发展
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文氏管在煤油燃料超燃冲压发动机中的应用 被引量:15
16
作者 丁猛 吴继平 +2 位作者 梁剑寒 刘卫东 王振国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第1期16-19,共4页
为了提高试验效率, 将文氏管流量控制技术应用到液体煤油燃料超燃冲压发动机地面直连式试验中,在一次试车中完成了多个燃料当量比的试验。在模型发动机 2 5s工作时间内, 利用流量调节系统实现了煤油流量阶梯变化, 对应当量比分别为 1 01... 为了提高试验效率, 将文氏管流量控制技术应用到液体煤油燃料超燃冲压发动机地面直连式试验中,在一次试车中完成了多个燃料当量比的试验。在模型发动机 2 5s工作时间内, 利用流量调节系统实现了煤油流量阶梯变化, 对应当量比分别为 1 01, 0 88和 0 71, 随着燃料流量减小, 超燃冲压模型发动机维持稳定燃烧, 发动机推力减小, 燃烧室压力降低, 隔离段内预燃激波串位置后移。试验结果说明文氏管流量控制系统工作稳定, 调节过程清晰, 达到预定试验目的, 并且该技术可作为一个有效的手段应用到变当量比超燃冲压发动机燃烧过程动态特性研究中。 展开更多
关键词 冲压喷气发动机 超音速燃烧 燃料 流量控制 文氏管
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冲压发动机进气道压力振荡过程的数值研究 被引量:17
17
作者 白晓征 刘君 +1 位作者 郭正 王巍 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第5期562-565,共4页
针对来流马赫数3.5,0°迎角飞行条件下冲压发动机的简化模型,数值模拟了进气道整流罩开启过程的非定常流动。计算采用AUSMPW有限体积格式,基于结构与非结构的混合网格技术,求解了非定常N-S方程。计算结果表明,在进气道整流罩打开以... 针对来流马赫数3.5,0°迎角飞行条件下冲压发动机的简化模型,数值模拟了进气道整流罩开启过程的非定常流动。计算采用AUSMPW有限体积格式,基于结构与非结构的混合网格技术,求解了非定常N-S方程。计算结果表明,在进气道整流罩打开以后,超声速气流会在燃烧室通道内形成振幅衰减较慢的低频剧烈振荡。在同样计算条件下采用Euler方程进行对比性研究,数值实验发现对这类大雷诺数、强非定常性的问题,Euler方程和N-S方程得到的结果相差不大。 展开更多
关键词 超声速冲压喷气发动机 非定常流 进气道 数值仿真
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超燃冲压发动机内流性能的一维评估 被引量:22
18
作者 王兰 邢建文 +1 位作者 郑忠华 乐嘉陵 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第6期641-645,共5页
在准一维Eu ler方程的基础上,通过增加反映面积变化、摩擦、添质和化学反应放热的源项,发展了超燃冲压发动机推进流道计算的一维软件,可以在很短的时间内提供发动机的推力和摩擦力,同时给出发动机参数沿轴向的变化和出口值。通过日本国... 在准一维Eu ler方程的基础上,通过增加反映面积变化、摩擦、添质和化学反应放热的源项,发展了超燃冲压发动机推进流道计算的一维软件,可以在很短的时间内提供发动机的推力和摩擦力,同时给出发动机参数沿轴向的变化和出口值。通过日本国家航空与航天实验室(NAL)的双模态模型氢反应流场计算验证了软件的可靠性后,针对煤油发动机,分析了隔离段和燃烧室扩张角、燃料喷射位置与方式、化学反应放热项的两种不同求解方法、隔离段高度对燃烧室性能的影响,为飞行器设计配备了能稳定激波且性能较好的发动机构型。 展开更多
关键词 准一维Euler方程 超音速冲压喷气发动机 流道^+ 流动分布 性能评估
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变几何喉道对超燃冲压发动机点火与燃烧性能的影响 被引量:12
19
作者 潘余 李大鹏 +2 位作者 刘卫东 梁剑寒 王振国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期225-229,共5页
为了研究变几何喉道对双模态超燃冲压发动机工作的影响,对可变几何喉道的双模态超燃冲压发动机在不同当量比时模态转换前后进行了比较,对几何喉道的大小对点火和燃烧性能的影响进行了试验研究。结果表明,可变几何喉道不但有利于超燃发... 为了研究变几何喉道对双模态超燃冲压发动机工作的影响,对可变几何喉道的双模态超燃冲压发动机在不同当量比时模态转换前后进行了比较,对几何喉道的大小对点火和燃烧性能的影响进行了试验研究。结果表明,可变几何喉道不但有利于超燃发动机点火和火焰稳定,提高发动机燃烧性能,而且可以快速的实现亚/超模态间的转换,但是几何喉道的大小直接会影响发动机点火和燃烧性能。 展开更多
关键词 超音速冲压喷气发动机 模态转换^+ 变几何喉道^+ 点火 燃烧性能
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煤油超燃冲压发动机两相流场数值研究 (Ⅲ)煤油在超燃流场中的多步化学反应特征 被引量:21
20
作者 黄生洪 徐胜利 刘小勇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第2期101-105,共5页
深入分析了煤油代用燃料C12H23的17组分30步反应模型在超燃冲压发动机流场内的细观化学反应动力学特征, 结果表明: (1) 该化学反应模型比较合理地描述了煤油在超燃流场内的裂解、点火、裂解产物的燃烧以及和NOX的生成等基本规律和特... 深入分析了煤油代用燃料C12H23的17组分30步反应模型在超燃冲压发动机流场内的细观化学反应动力学特征, 结果表明: (1) 该化学反应模型比较合理地描述了煤油在超燃流场内的裂解、点火、裂解产物的燃烧以及和NOX的生成等基本规律和特征, 其中对于OH分布特征的预示和文献的利用PLIF的物理观测结果一致。不过, 其单步裂解机制对温度场的预估偏高。(2) 对导流型凹槽内的化学动力学特征分析表明, 导流槽由于加强了凹槽外氧气向凹槽内的输运, 使得凹槽内的燃烧得以强化, 生成的CO2 偏多。(3) 煤油的化学反应动力学过程对于准确预示和评价煤油在超燃发动机内的燃烧状况及发动机整体性能有重要影响。 展开更多
关键词 冲压喷气发动机 煤油 超音速燃烧 导流型凹槽 模型
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