针对典型火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)发动机高效稳定燃烧问题,对模型燃烧室支板/凹腔组合稳焰器进行了三维数值模拟,并结合局部流动特性、燃烧释热规律、流场旋涡结构以及质量输运特性,分析了飞行马赫数6.0条件...针对典型火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)发动机高效稳定燃烧问题,对模型燃烧室支板/凹腔组合稳焰器进行了三维数值模拟,并结合局部流动特性、燃烧释热规律、流场旋涡结构以及质量输运特性,分析了飞行马赫数6.0条件下支板/凹腔组合稳焰性能以及耦合作用机制。研究发现:凹腔稳焰能力受凹腔与主流燃气之间的质量输运特性影响;而引入支板后,支板尾缘的螺旋上升式旋涡结构使得燃料由支板回流区向凹腔回流区转移,燃料在回流区内的停留时间增加,掺混效果增强,凹腔内局部释热增加。在不同旋涡结构的作用下,凹腔与主流间质量交换率约占来流空气流量的10%~20%。较优的旋涡结构和质量输运特性将使稳焰区燃温提升9%,燃烧效率提升超过10%。因此,支板/凹腔组合稳焰器稳焰性能由局部旋涡结构和燃气质量输运特性共同影响。当支板/凹腔间距缩短时,支板/凹腔组合稳焰器耦合作用更强,燃烧稳焰性能更佳。展开更多
为提高发动机在宽马赫域下的工作性能,针对中心支板式火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle,RBCC),开展了变几何进气道方案设计,通过数值模拟研究了喉道高度调节方案中进气道的流场特征,进一步分析了喉道高度调节方案和唇...为提高发动机在宽马赫域下的工作性能,针对中心支板式火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle,RBCC),开展了变几何进气道方案设计,通过数值模拟研究了喉道高度调节方案中进气道的流场特征,进一步分析了喉道高度调节方案和唇口位置-喉道高度协同调节方案在性能上的区别,并分析了唇口位置调节对变几何进气道起动性的影响。研究结果表明:喉道调节方案在兼顾亚燃、超燃模态性能需要的同时,能保证进气道在Ma_∞=2.4前顺利起动;而喉道-唇口调节方案能进一步降低进气道起动马赫数,使进气道在Ma_∞=1.6前起动,同时能减少进气道的总压损失,并能提高进气道在部分非设计点下的流量系数。相比于喉道调节方案,喉道-唇口调节方案在Ma_∞=3,4,5下的流量系数分别提高了15.1%,40.3%和15.9%。展开更多
文摘针对典型火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)发动机高效稳定燃烧问题,对模型燃烧室支板/凹腔组合稳焰器进行了三维数值模拟,并结合局部流动特性、燃烧释热规律、流场旋涡结构以及质量输运特性,分析了飞行马赫数6.0条件下支板/凹腔组合稳焰性能以及耦合作用机制。研究发现:凹腔稳焰能力受凹腔与主流燃气之间的质量输运特性影响;而引入支板后,支板尾缘的螺旋上升式旋涡结构使得燃料由支板回流区向凹腔回流区转移,燃料在回流区内的停留时间增加,掺混效果增强,凹腔内局部释热增加。在不同旋涡结构的作用下,凹腔与主流间质量交换率约占来流空气流量的10%~20%。较优的旋涡结构和质量输运特性将使稳焰区燃温提升9%,燃烧效率提升超过10%。因此,支板/凹腔组合稳焰器稳焰性能由局部旋涡结构和燃气质量输运特性共同影响。当支板/凹腔间距缩短时,支板/凹腔组合稳焰器耦合作用更强,燃烧稳焰性能更佳。
文摘为提高发动机在宽马赫域下的工作性能,针对中心支板式火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle,RBCC),开展了变几何进气道方案设计,通过数值模拟研究了喉道高度调节方案中进气道的流场特征,进一步分析了喉道高度调节方案和唇口位置-喉道高度协同调节方案在性能上的区别,并分析了唇口位置调节对变几何进气道起动性的影响。研究结果表明:喉道调节方案在兼顾亚燃、超燃模态性能需要的同时,能保证进气道在Ma_∞=2.4前顺利起动;而喉道-唇口调节方案能进一步降低进气道起动马赫数,使进气道在Ma_∞=1.6前起动,同时能减少进气道的总压损失,并能提高进气道在部分非设计点下的流量系数。相比于喉道调节方案,喉道-唇口调节方案在Ma_∞=3,4,5下的流量系数分别提高了15.1%,40.3%和15.9%。
