推进技术
2018年第39卷第10期文章目次
2018, 39(10):2161-2170.
摘要:
采用试验与数值模拟方法研究了空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机火焰稳定的影响。发动机入口气流总温、总压和马赫数分别为1100K，1.0MPa和2.0。空气节流位置距离发动机入口625mm，空气节流流量为入口发动机空气流量的27.2%。多种非接触光学测量手段被应用于超燃冲压发动机燃烧流场结构和火焰传播规律的诊断，包括纹影、阴影、差分干涉、自发光照相和OH-PLIF。首先考察了有、无空气节流时超燃冲压发动机冷流流场的结构，结果显示:在实施空气节流后，流场内产生了激波串结构。激波串促使流场的静温和静压升高，马赫数降低。同时激波串与边界层相互作用，导致了边界层分离，促进了燃料与空气的高效混合，实现了煤油的可靠点火。其次考察了先锋氢气燃烧流场的火焰传播规律与稳定形态，结果表明:当先锋氢气当量比为0.3时，燃烧流场振荡；当先锋氢气当量比为0.1时，燃烧流场稳定。最后研究了空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机火焰稳定的影响，结果表明:不实施空气节流时，液态室温煤油吹熄了先锋火焰，煤油点火失败；实施空气节流后，煤油成功点火，当先锋氢气和空气节流撤除后，煤油仍然保持稳定的燃烧。
采用试验与数值模拟方法研究了空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机火焰稳定的影响。发动机入口气流总温、总压和马赫数分别为1100K，1.0MPa和2.0。空气节流位置距离发动机入口625mm，空气节流流量为入口发动机空气流量的27.2%。多种非接触光学测量手段被应用于超燃冲压发动机燃烧流场结构和火焰传播规律的诊断，包括纹影、阴影、差分干涉、自发光照相和OH-PLIF。首先考察了有、无空气节流时超燃冲压发动机冷流流场的结构，结果显示:在实施空气节流后，流场内产生了激波串结构。激波串促使流场的静温和静压升高，马赫数降低。同时激波串与边界层相互作用，导致了边界层分离，促进了燃料与空气的高效混合，实现了煤油的可靠点火。其次考察了先锋氢气燃烧流场的火焰传播规律与稳定形态，结果表明:当先锋氢气当量比为0.3时，燃烧流场振荡；当先锋氢气当量比为0.1时，燃烧流场稳定。最后研究了空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机火焰稳定的影响，结果表明:不实施空气节流时，液态室温煤油吹熄了先锋火焰，煤油点火失败；实施空气节流后，煤油成功点火，当先锋氢气和空气节流撤除后，煤油仍然保持稳定的燃烧。
2018, 39(10):2171-2176.
摘要:
瞄准临近空间及空天飞行器对动力系统提出的水平起降、极宽速域和空域工作、综合油耗低、推重比高、重复使用易维护等极高要求，从力、热、域、效、智五个方面分析了空天组合动力面临的推力陷阱、高超声速下面临热力循环效率低及结构热防护难、宽域及跨域面临能否可靠工作、热力循环效率及推进效率等飞行效率优化难度高、多任务适应及多点设计最佳难度极高等技术挑战。在此基础上，综合研判国际技术发展趋势，分别给出了五个方面的技术解决途径建议。
瞄准临近空间及空天飞行器对动力系统提出的水平起降、极宽速域和空域工作、综合油耗低、推重比高、重复使用易维护等极高要求，从力、热、域、效、智五个方面分析了空天组合动力面临的推力陷阱、高超声速下面临热力循环效率低及结构热防护难、宽域及跨域面临能否可靠工作、热力循环效率及推进效率等飞行效率优化难度高、多任务适应及多点设计最佳难度极高等技术挑战。在此基础上，综合研判国际技术发展趋势，分别给出了五个方面的技术解决途径建议。
2018, 39(10):2177-2190.
摘要:
简要回顾了高超声速推进再生冷却的发展历程，介绍了高超声速推进再生冷却的基本特点。根据高超声速推进本身特点，从不同层面分析了高超声速推进再生冷却所面临的主要矛盾和难点。在此基础上，就高超声速推进再生冷却系统冷源不足、冷源及热载荷分布不均、系统动态特性复杂等问题的研究进展进行了详细的综述，包括热沉提升技术、超临界化学反应流动换热特性、强化换热技术以及再生冷却动态特性等方面的研究进展以及亟待解决的主要科学和技术问题。基于此，对目前高超声速推进再生冷却未来的发展进行了展望，认为高热沉燃料技术以及组合冷却技术等现有冷却技术的深化研究以及与其它领域技术的结合，是今后高超声速推进再生冷却的发展方向。
简要回顾了高超声速推进再生冷却的发展历程，介绍了高超声速推进再生冷却的基本特点。根据高超声速推进本身特点，从不同层面分析了高超声速推进再生冷却所面临的主要矛盾和难点。在此基础上，就高超声速推进再生冷却系统冷源不足、冷源及热载荷分布不均、系统动态特性复杂等问题的研究进展进行了详细的综述，包括热沉提升技术、超临界化学反应流动换热特性、强化换热技术以及再生冷却动态特性等方面的研究进展以及亟待解决的主要科学和技术问题。基于此，对目前高超声速推进再生冷却未来的发展进行了展望，认为高热沉燃料技术以及组合冷却技术等现有冷却技术的深化研究以及与其它领域技术的结合，是今后高超声速推进再生冷却的发展方向。
2018, 39(10):2191-2195.
摘要:
针对航天吸气式发动机的发展趋势，分析了其对燃料能量密度、热沉、点火及燃烧等关键性能的要求。总结评述了国内外燃料性能改善的多种技术途径，如通过合成新型液体燃料和添加含能粒子提高燃料能量，借助添加剂和催化反应提高燃料热沉，通过设计合成高反应性燃料分子和借助高活性添加剂缩短点火延迟和提高燃烧效率的技术途径等。提出了满足吸气式发动机近期及中期发展目标的燃料体系，包括积净热值达到60MJ/L的高能量密度燃料，满足长时间运行马赫5～6，马赫7～8，组合动力预冷发动机及马赫数>9飞行的燃料。
针对航天吸气式发动机的发展趋势，分析了其对燃料能量密度、热沉、点火及燃烧等关键性能的要求。总结评述了国内外燃料性能改善的多种技术途径，如通过合成新型液体燃料和添加含能粒子提高燃料能量，借助添加剂和催化反应提高燃料热沉，通过设计合成高反应性燃料分子和借助高活性添加剂缩短点火延迟和提高燃烧效率的技术途径等。提出了满足吸气式发动机近期及中期发展目标的燃料体系，包括积净热值达到60MJ/L的高能量密度燃料，满足长时间运行马赫5～6，马赫7～8，组合动力预冷发动机及马赫数>9飞行的燃料。
2018, 39(10):2196-2206.
摘要:
结合热力循环过程建模和数值模拟分析方法，构建了基于SABRE技术的佩刀发动机方案并对发动机特性进行分析。根据发动机模态特点和特性优势，综合文献资料，对佩刀发动机的飞行器应用方式进行了分析。分析认为，佩刀发动机有希望为多种飞行器应用方向提供动力，包括为临近空间巡航飞行器和亚轨道载荷发射/投放、空天入轨等飞行器提供动力。
结合热力循环过程建模和数值模拟分析方法，构建了基于SABRE技术的佩刀发动机方案并对发动机特性进行分析。根据发动机模态特点和特性优势，综合文献资料，对佩刀发动机的飞行器应用方式进行了分析。分析认为，佩刀发动机有希望为多种飞行器应用方向提供动力，包括为临近空间巡航飞行器和亚轨道载荷发射/投放、空天入轨等飞行器提供动力。
2018, 39(10):2207-2218.
摘要:
为了探索吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术新理念，按照高超声速飞机和SSTO/TSTO分类对其一体化设计技术主要研究进展进行了对比分析，结果表明:高超声速弹用一体化设计技术采用将进气道直接作为前体的方案较多；高超声速飞机一体化设计技术需重点兼顾宽速域整体气动性能；SSTO/TSTO一体化设计技术则由于火箭发动机的引入在一定程度上改善了其对一体化设计的具体需求；同时，近年来高超声速内/外流“弱干涉”和“无干涉”等新型一体化设计技术已逐渐成为一个重要发展方向。对背负式进气的内/外流“无干涉”一体化和常规腹部进气的前体预压缩内/外流“强干涉”一体化方案开展初步对比，研究表明“无干涉”一体化方案升阻比等气动性能更优，同时整体气动特性对飞行条件变化不敏感，具有更好的宽速域适应性，值得进行深入研究。
为了探索吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术新理念，按照高超声速飞机和SSTO/TSTO分类对其一体化设计技术主要研究进展进行了对比分析，结果表明:高超声速弹用一体化设计技术采用将进气道直接作为前体的方案较多；高超声速飞机一体化设计技术需重点兼顾宽速域整体气动性能；SSTO/TSTO一体化设计技术则由于火箭发动机的引入在一定程度上改善了其对一体化设计的具体需求；同时，近年来高超声速内/外流“弱干涉”和“无干涉”等新型一体化设计技术已逐渐成为一个重要发展方向。对背负式进气的内/外流“无干涉”一体化和常规腹部进气的前体预压缩内/外流“强干涉”一体化方案开展初步对比，研究表明“无干涉”一体化方案升阻比等气动性能更优，同时整体气动特性对飞行条件变化不敏感，具有更好的宽速域适应性，值得进行深入研究。
2018, 39(10):2219-2226.
摘要:
简要介绍了火箭冲压组合发动机研究的现状和面临的问题，分析了火箭冲压组合发动机的应用方向和发展途径。认为火箭冲压组合发动机的研发，应针对不同的应用，产生针对性的方案；针对不同方案，注重相关关键技术集成；从飞行器总体性能角度一体化设计，平衡部件参数与性能；改进组合发动机用火箭发动机和冲压发动机的设计理念；加强仿真技术研究，优化试验系统建设，研究新型试验技术。
简要介绍了火箭冲压组合发动机研究的现状和面临的问题，分析了火箭冲压组合发动机的应用方向和发展途径。认为火箭冲压组合发动机的研发，应针对不同的应用，产生针对性的方案；针对不同方案，注重相关关键技术集成；从飞行器总体性能角度一体化设计，平衡部件参数与性能；改进组合发动机用火箭发动机和冲压发动机的设计理念；加强仿真技术研究，优化试验系统建设，研究新型试验技术。
2018, 39(10):2227-2235.
摘要:
高超声速曲面压缩系统能够同时利用弯曲激波和等熵波压缩来流，具有良好的综合性能，本文简要回顾了相关研究取得的成果，分析了这种新型压缩方式的流动特征，总结了基于曲面压缩概念提出的多种流场设计方法，重点介绍了其中根据出口截面或壁面上气动参数实现的流场反设计以及在高超声速进气道设计中的应用研究，同时指出了三维流场的反设计、粘性条件下的反设计等有待深入研究的问题。
高超声速曲面压缩系统能够同时利用弯曲激波和等熵波压缩来流，具有良好的综合性能，本文简要回顾了相关研究取得的成果，分析了这种新型压缩方式的流动特征，总结了基于曲面压缩概念提出的多种流场设计方法，重点介绍了其中根据出口截面或壁面上气动参数实现的流场反设计以及在高超声速进气道设计中的应用研究，同时指出了三维流场的反设计、粘性条件下的反设计等有待深入研究的问题。
2018, 39(10):2236-2251.
摘要:
随着对远程、宽马赫数范围内高速飞行器的需求日益迫切，超燃冲压发动机(Scramjet)、甚至未来涡轮基组合循环发动机(Turbine Based Combined Cycle，TBCC)等已成为国内外研究的焦点。推进系统是高超声速飞行器能否实现宽马赫数范围内高效工作的关键，而非对称喷管(Single Expansion Ramp Nozzle，SERN)是其重要组成部分和关键技术之一。本文主要分析了远程、宽马赫数范围内高速飞行器对其发动机尾喷管的特殊要求，简要回顾了国内外相关的研究进展，重点介绍了本课题组针对超燃冲压及组合循环发动机尾喷管设计方法的主要工作和研究进展。结果表明:在大落压比下，不同的设计方法对非对称喷管的气动性能，特别是升力和俯仰力矩影响较大。最后对未来的研究进行了展望，旨在总结目前的相关研究进展，梳理关键科学与技术问题，为后续的研究工作提供参考。
随着对远程、宽马赫数范围内高速飞行器的需求日益迫切，超燃冲压发动机(Scramjet)、甚至未来涡轮基组合循环发动机(Turbine Based Combined Cycle，TBCC)等已成为国内外研究的焦点。推进系统是高超声速飞行器能否实现宽马赫数范围内高效工作的关键，而非对称喷管(Single Expansion Ramp Nozzle，SERN)是其重要组成部分和关键技术之一。本文主要分析了远程、宽马赫数范围内高速飞行器对其发动机尾喷管的特殊要求，简要回顾了国内外相关的研究进展，重点介绍了本课题组针对超燃冲压及组合循环发动机尾喷管设计方法的主要工作和研究进展。结果表明:在大落压比下，不同的设计方法对非对称喷管的气动性能，特别是升力和俯仰力矩影响较大。最后对未来的研究进行了展望，旨在总结目前的相关研究进展，梳理关键科学与技术问题，为后续的研究工作提供参考。
2018, 39(10):2252-2273.
摘要:
作为超燃冲压发动机的增压部件，高超声速进气道/隔离段内部存在一系列的复杂流动现象，本文概述了该领域的相关研究进展。高超声速进气道/隔离段内存在多种激波/边界层干扰现象，并受到膨胀波系等的干扰，使其特性偏离了传统基于简化模型的研究结果，具有显著的三维干扰特征、多波组合干扰特征，并在通道内诱导出了显著的二次流，特别是角区旋涡流动。隔离段内存在复杂的激波和膨胀波结构，这些背景波系在隔离段内不断反射，形成显著的流向和横向参数间断。当出口流道发生几何或热力壅塞时，隔离段内会出现更为复杂的激波串现象。激波串和上游背景波系、角涡相干，呈现出明显的偏向性，并在前移过程中可能会出现两种特殊的动态前移过程。尽管最近对高超声速进气道/隔离段内流特性的认识得到了极大地提高，但仍然有较多的基础问题亟待解决。
作为超燃冲压发动机的增压部件，高超声速进气道/隔离段内部存在一系列的复杂流动现象，本文概述了该领域的相关研究进展。高超声速进气道/隔离段内存在多种激波/边界层干扰现象，并受到膨胀波系等的干扰，使其特性偏离了传统基于简化模型的研究结果，具有显著的三维干扰特征、多波组合干扰特征，并在通道内诱导出了显著的二次流，特别是角区旋涡流动。隔离段内存在复杂的激波和膨胀波结构，这些背景波系在隔离段内不断反射，形成显著的流向和横向参数间断。当出口流道发生几何或热力壅塞时，隔离段内会出现更为复杂的激波串现象。激波串和上游背景波系、角涡相干，呈现出明显的偏向性，并在前移过程中可能会出现两种特殊的动态前移过程。尽管最近对高超声速进气道/隔离段内流特性的认识得到了极大地提高，但仍然有较多的基础问题亟待解决。
2018, 39(10):2274-2288.
摘要:
以等离子体点火助燃为特征的燃烧组织技术，为先进发动机发展过程中面临的极端环境下燃烧控制问题提供了极佳的解决途径。加速超声速燃烧反应速率是等离子体扩展气流速度边界的一种典型应用。在对当前等离子体燃烧控制机理相关研究成果简要回顾的基础上，针对超声速燃烧气流参数环境特点，分析了可压缩、强对流的高速气流条件下等离子体点火助燃机制研究所面临的挑战；通过各类等离子体在超声速气流中技术应用发展与研究现状的梳理，阐述了等离子体在结构相容性和能量效率上的限制性因素，对未来的基础研究和技术发展方向提出了建议。
以等离子体点火助燃为特征的燃烧组织技术，为先进发动机发展过程中面临的极端环境下燃烧控制问题提供了极佳的解决途径。加速超声速燃烧反应速率是等离子体扩展气流速度边界的一种典型应用。在对当前等离子体燃烧控制机理相关研究成果简要回顾的基础上，针对超声速燃烧气流参数环境特点，分析了可压缩、强对流的高速气流条件下等离子体点火助燃机制研究所面临的挑战；通过各类等离子体在超声速气流中技术应用发展与研究现状的梳理，阐述了等离子体在结构相容性和能量效率上的限制性因素，对未来的基础研究和技术发展方向提出了建议。
2018, 39(10):2289-2296.
摘要:
为深入认识大气再入气动物理参数飞行测试技术体系研究进展，概述了IXV，SHEFEX和EXPERT等典型欧洲再入飞行试验项目中所采用的特种环境飞行测试技术，并以EXPERT为主对其所搭载特种测试技术的目的、意义和技术概况进行了探讨，并对该领域技术研究提出了建议。
为深入认识大气再入气动物理参数飞行测试技术体系研究进展，概述了IXV，SHEFEX和EXPERT等典型欧洲再入飞行试验项目中所采用的特种环境飞行测试技术，并以EXPERT为主对其所搭载特种测试技术的目的、意义和技术概况进行了探讨，并对该领域技术研究提出了建议。
2018, 39(10):2297-2302.
摘要:
针对临近空间飞行器及空天飞行器使用需求，提出了涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机(Turbine-based dual-combustor scramjet combined cycle propulsion ，TBDC)概念，由成熟涡轮与双燃烧室超燃冲压发动机并联组成，Ma0～2.5以涡轮模态为主，Ma2.5～6+主要由双燃烧室超燃冲压发动机提供推力。分析了双燃烧室超燃冲压发动机启动马赫数低、工作包线下边界宽域特点对解决涡轮基与冲压级模态转换过程中普遍存在的“推力陷阱”的有效性和双燃烧室技术应用于组合发动机的可行性，研究了双燃烧室发动机适应组合发动机一体化构形和性能保持、统筹组合发动机可调进气功能拓展双燃模态工作边界的技术途径，完成了组合发动机典型状态点性能仿真和关键技术梳理。研究表明，涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机有望在Ma2.5～3实现模态转换、推力顺畅接力，适应Ma0～6+高速宽域飞行需求。
针对临近空间飞行器及空天飞行器使用需求，提出了涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机(Turbine-based dual-combustor scramjet combined cycle propulsion ，TBDC)概念，由成熟涡轮与双燃烧室超燃冲压发动机并联组成，Ma0～2.5以涡轮模态为主，Ma2.5～6+主要由双燃烧室超燃冲压发动机提供推力。分析了双燃烧室超燃冲压发动机启动马赫数低、工作包线下边界宽域特点对解决涡轮基与冲压级模态转换过程中普遍存在的“推力陷阱”的有效性和双燃烧室技术应用于组合发动机的可行性，研究了双燃烧室发动机适应组合发动机一体化构形和性能保持、统筹组合发动机可调进气功能拓展双燃模态工作边界的技术途径，完成了组合发动机典型状态点性能仿真和关键技术梳理。研究表明，涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机有望在Ma2.5～3实现模态转换、推力顺畅接力，适应Ma0～6+高速宽域飞行需求。
2018, 39(10):2303-2312.
摘要:
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。
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。
2018, 39(10):2313-2319.
摘要:
为了研究乘波体和进气道的一体化技术，提出了一种新型曲外锥乘波体和进气道的一体化设计方法，在Ma5.5条件下，设计了一体化乘波前体进气道的理论构型。在设计状态，对一体化前体进气道进行了无粘数值仿真，将获得的流场结构及流动参数同理论设计结果进行了对比分析，验证了设计方法的正确性。在马赫数4，5.5和6，攻角-2°～6°内，对一体化构型的基本性能进行了无粘数值仿真，获得的结果表明，该一体化构型具有良好的气动压缩特性。给出了乘波体/进气道一体化设计的新途径，实现了乘波体和进气道符合气动规律的一体化匹配。
为了研究乘波体和进气道的一体化技术，提出了一种新型曲外锥乘波体和进气道的一体化设计方法，在Ma5.5条件下，设计了一体化乘波前体进气道的理论构型。在设计状态，对一体化前体进气道进行了无粘数值仿真，将获得的流场结构及流动参数同理论设计结果进行了对比分析，验证了设计方法的正确性。在马赫数4，5.5和6，攻角-2°～6°内，对一体化构型的基本性能进行了无粘数值仿真，获得的结果表明，该一体化构型具有良好的气动压缩特性。给出了乘波体/进气道一体化设计的新途径，实现了乘波体和进气道符合气动规律的一体化匹配。
2018, 39(10):2320-2328.
摘要:
在传统三维内乘波进气道设计方法的基础上，发展了一种具有乘波压缩特征的前体三维内转进气道气动融合设计方法。通过构造合适的双波入射基本流场，结合斜激波理论，可以推导出一种上游二维乘波流动叠加下游三维内收缩流动的基准流场。在此流场基础上进行流线追踪与气动融合设计，获得了一种乘波前体加三维内转进气道的气动布局方案。对该进气道方案数值模拟研究结果表明:在Ma6.0的设计状态下，该方案流量捕获系数能够达到0.96，总压恢复系数为0.53；而在Ma4.0的非设计状态，该方案流量捕获系数能够达到0.71，总压恢复系数为0.70。此外，与典型的前体二维混压进气道进行对比研究，乘波前体三维内转进气道方案总体性能提升明显，尤其是进气道流量捕获系数在设计状态下较二维方案上升了4.1%。
在传统三维内乘波进气道设计方法的基础上，发展了一种具有乘波压缩特征的前体三维内转进气道气动融合设计方法。通过构造合适的双波入射基本流场，结合斜激波理论，可以推导出一种上游二维乘波流动叠加下游三维内收缩流动的基准流场。在此流场基础上进行流线追踪与气动融合设计，获得了一种乘波前体加三维内转进气道的气动布局方案。对该进气道方案数值模拟研究结果表明:在Ma6.0的设计状态下，该方案流量捕获系数能够达到0.96，总压恢复系数为0.53；而在Ma4.0的非设计状态，该方案流量捕获系数能够达到0.71，总压恢复系数为0.70。此外，与典型的前体二维混压进气道进行对比研究，乘波前体三维内转进气道方案总体性能提升明显，尤其是进气道流量捕获系数在设计状态下较二维方案上升了4.1%。
2018, 39(10):2329-2339.
摘要:
为了研究畸变气流影响下烧蚀后的C-SiC复合材料隔离段性能，开展了马赫数2.5来流下模拟进气道喉道流场畸变的隔离段直连试验，同时对比研究了光滑不锈钢材质和不同目数砂纸隔离段性能，获得了C-SiC复合材料、不锈钢材质和砂纸隔离段的性能数据。结果表明:(1)烧蚀后的C-SiC隔离段的耐反压能力与光滑不锈钢材质隔离段相比下降了11.7%，总压恢复系数下降了6.96%，与40目砂纸隔离段相比，烧蚀后的C-SiC材料隔离段的耐反压能力和总压恢复系数更低；(2)烧蚀后的C-SiC隔离段性能大幅下降的实质在于表面不平度过大导致激波串前参数的改变，不平度越大，激波串前马赫数就越低，动量损失厚度也就越大，隔离段性能也相应下降更多。
为了研究畸变气流影响下烧蚀后的C-SiC复合材料隔离段性能，开展了马赫数2.5来流下模拟进气道喉道流场畸变的隔离段直连试验，同时对比研究了光滑不锈钢材质和不同目数砂纸隔离段性能，获得了C-SiC复合材料、不锈钢材质和砂纸隔离段的性能数据。结果表明:(1)烧蚀后的C-SiC隔离段的耐反压能力与光滑不锈钢材质隔离段相比下降了11.7%，总压恢复系数下降了6.96%，与40目砂纸隔离段相比，烧蚀后的C-SiC材料隔离段的耐反压能力和总压恢复系数更低；(2)烧蚀后的C-SiC隔离段性能大幅下降的实质在于表面不平度过大导致激波串前参数的改变，不平度越大，激波串前马赫数就越低，动量损失厚度也就越大，隔离段性能也相应下降更多。
2018, 39(10):2340-2350.
摘要:
为了进一步探索三维超声速气动反问题的求解方法，基于双特征线理论及Butler解法，研究了三维超声速流线压力反问题的适定性。为了确保解的唯一性，提出在限定壁面膨胀/压缩方向时存在壁面压力与三维坐标的一一映射关系。基于该映射关系，提出了三维压力反问题的双特征线求解技术(iMOC-3D 求解器)。采用Prandtl-Meyer膨胀波、Busemann进气道的理论解，对iMOC-3D求解方法的膨胀、压缩过程进行了精度评估，误差均为1×10-4量级。为了进一步验证设计方法的可靠性和易控性，设计了进口为矩形和三角形的超声速喷管；通过设计壁面压力分布，完成了均匀膨胀的轴对称喷管设计，并将设计结果与数值模拟进行对比验证。研究表明:预设三维流线下游未知点的压力值，存在多个流动方向满足该压力条件，即该问题的解不唯一，因此三维超声速流线压力反问题是非适定的。对比验证表明:所设计的流场与CFD计算得到的等值线符合得较好，流场参数的最大误差为1%。因此，所提出的双特征线解法具有一定的可靠性，有望为三维超声速流道设计提供新思路。
为了进一步探索三维超声速气动反问题的求解方法，基于双特征线理论及Butler解法，研究了三维超声速流线压力反问题的适定性。为了确保解的唯一性，提出在限定壁面膨胀/压缩方向时存在壁面压力与三维坐标的一一映射关系。基于该映射关系，提出了三维压力反问题的双特征线求解技术(iMOC-3D 求解器)。采用Prandtl-Meyer膨胀波、Busemann进气道的理论解，对iMOC-3D求解方法的膨胀、压缩过程进行了精度评估，误差均为1×10-4量级。为了进一步验证设计方法的可靠性和易控性，设计了进口为矩形和三角形的超声速喷管；通过设计壁面压力分布，完成了均匀膨胀的轴对称喷管设计，并将设计结果与数值模拟进行对比验证。研究表明:预设三维流线下游未知点的压力值，存在多个流动方向满足该压力条件，即该问题的解不唯一，因此三维超声速流线压力反问题是非适定的。对比验证表明:所设计的流场与CFD计算得到的等值线符合得较好，流场参数的最大误差为1%。因此，所提出的双特征线解法具有一定的可靠性，有望为三维超声速流道设计提供新思路。
2018, 39(10):2351-2356.
摘要:
利用基于纳米粒子的PIV(Particle image velocimetry)速度测量系统研究超声速流场中不同喷注Ma的横向喷注与开式凹腔内气体相互作用的流场，主要研究了相同喷注总压下横向喷注穿透的影响因素，分析了喷注动压比影响凹腔内气体和喷注相互作用的表现形式。通过研究发现，喷注动压比为6～8工况下由于凹腔内气体出现大范围回流使得凹腔前缘局部空间出现回流区，影响凹腔上部局部空间剪切层的形成，有效降低喷注与凹腔内气体之间流体的速度，增强了喷注 CVP (Counter-rotating vortex pair)对凹腔内气体的卷吸效果；超声速喷注与凹腔混合研究中，喷注出口欠膨胀程度是必要的考虑因素；相同喷注总压条件下，低Ma数更有有利于喷注展向扩展及穿透，以及和凹腔内气体的混合。
利用基于纳米粒子的PIV(Particle image velocimetry)速度测量系统研究超声速流场中不同喷注Ma的横向喷注与开式凹腔内气体相互作用的流场，主要研究了相同喷注总压下横向喷注穿透的影响因素，分析了喷注动压比影响凹腔内气体和喷注相互作用的表现形式。通过研究发现，喷注动压比为6～8工况下由于凹腔内气体出现大范围回流使得凹腔前缘局部空间出现回流区，影响凹腔上部局部空间剪切层的形成，有效降低喷注与凹腔内气体之间流体的速度，增强了喷注 CVP (Counter-rotating vortex pair)对凹腔内气体的卷吸效果；超声速喷注与凹腔混合研究中，喷注出口欠膨胀程度是必要的考虑因素；相同喷注总压条件下，低Ma数更有有利于喷注展向扩展及穿透，以及和凹腔内气体的混合。
2018, 39(10):2357-2362.
摘要:
为了探究驻定斜爆轰波的起爆条件以及来流马赫数和楔面角对斜爆轰波形态结构的共同影响，基于二维欧拉方程和单步化学反应模型，对驻定斜爆轰波进行数值模拟研究。结果发现，斜爆轰波的起爆和结构受到来流马赫数和楔面角的显著影响，来流马赫数越小，形成斜爆轰波的楔面角条件越苛刻。随着来流马赫数和楔面角增加，波后混合气体温度升高，爆轰反应变得更加剧烈，使得斜激波诱导区域变短，未反应气团减少，接触间断面更靠近楔面，下游出现的涡结构也减少。
为了探究驻定斜爆轰波的起爆条件以及来流马赫数和楔面角对斜爆轰波形态结构的共同影响，基于二维欧拉方程和单步化学反应模型，对驻定斜爆轰波进行数值模拟研究。结果发现，斜爆轰波的起爆和结构受到来流马赫数和楔面角的显著影响，来流马赫数越小，形成斜爆轰波的楔面角条件越苛刻。随着来流马赫数和楔面角增加，波后混合气体温度升高，爆轰反应变得更加剧烈，使得斜激波诱导区域变短，未反应气团减少，接触间断面更靠近楔面，下游出现的涡结构也减少。
2018, 39(10):2363-2369.
摘要:
为研究喷嘴构型对超临界燃油喷射特性的影响，采用阴影显微成像系统对超临界RP-3航空煤油喷射到大气环境中的射流特征进行了实验研究，重点分析了喷嘴长径比对喷射扩张角、冷凝长度射流近场激波结构的影响。研究结果表明，超临界燃油喷射时，在喷嘴出口处存在截断激波和马赫盘等激波结构，马赫盘下游会出现工质的冷凝现象，并发现随着喷嘴长径比的增大，射流的喷射扩张角增大且其最大增幅达12.7%，而冷凝长度、马赫盘直径和马赫盘距离均减小，最大降幅分别为15.6%，56.1%和30.4%。
为研究喷嘴构型对超临界燃油喷射特性的影响，采用阴影显微成像系统对超临界RP-3航空煤油喷射到大气环境中的射流特征进行了实验研究，重点分析了喷嘴长径比对喷射扩张角、冷凝长度射流近场激波结构的影响。研究结果表明，超临界燃油喷射时，在喷嘴出口处存在截断激波和马赫盘等激波结构，马赫盘下游会出现工质的冷凝现象，并发现随着喷嘴长径比的增大，射流的喷射扩张角增大且其最大增幅达12.7%，而冷凝长度、马赫盘直径和马赫盘距离均减小，最大降幅分别为15.6%，56.1%和30.4%。
2018, 39(10):2370-2380.
摘要:
为了研究在入口来流马赫数2.52，总温1486K的超声速来流条件下，稳焰凹腔上游不同位置乙烯横向喷注对模型发动机燃烧室内低频燃烧振荡特性的影响，通过1kg/s直连式超燃试验平台，利用高频压力传感器、高速摄影相机等设备，对凹腔上游近距离、远距离喷注等方案的发动机内部压力与火焰动态特性进行了研究。试验结果表明:在当前当量比条件下，当稳焰凹腔上游近距离喷注燃料时，燃烧室存在较大范围亚声速区域，并出现由热声不稳定性激励的低频压力振荡，频率分布范围较宽(50～400Hz)且振幅较弱。对于燃料喷注位置到稳焰凹腔距离较远的情况，燃烧室内出现以火焰逆传和火焰吹脱为特征的周期性火焰振荡现象。分析认为较远喷注距离有利于燃料-空气充分混合并形成预混区，导致火焰快速逆传。火焰逆传与DDT(爆燃转爆震)中的火焰加速传播过程有关。周期性火焰逆传与火焰吹脱过程相耦合形成了具有特定主频(约85Hz)且振幅较大的低频压力振荡。
为了研究在入口来流马赫数2.52，总温1486K的超声速来流条件下，稳焰凹腔上游不同位置乙烯横向喷注对模型发动机燃烧室内低频燃烧振荡特性的影响，通过1kg/s直连式超燃试验平台，利用高频压力传感器、高速摄影相机等设备，对凹腔上游近距离、远距离喷注等方案的发动机内部压力与火焰动态特性进行了研究。试验结果表明:在当前当量比条件下，当稳焰凹腔上游近距离喷注燃料时，燃烧室存在较大范围亚声速区域，并出现由热声不稳定性激励的低频压力振荡，频率分布范围较宽(50～400Hz)且振幅较弱。对于燃料喷注位置到稳焰凹腔距离较远的情况，燃烧室内出现以火焰逆传和火焰吹脱为特征的周期性火焰振荡现象。分析认为较远喷注距离有利于燃料-空气充分混合并形成预混区，导致火焰快速逆传。火焰逆传与DDT(爆燃转爆震)中的火焰加速传播过程有关。周期性火焰逆传与火焰吹脱过程相耦合形成了具有特定主频(约85Hz)且振幅较大的低频压力振荡。
2018, 39(10):2381-2393.
摘要:
为了揭示超声速燃烧中非定常现象的主导机制，通过解耦分析系统研究了单边扩张燃烧室中一种以分离区不稳定为特征的非稳态燃烧。采用控制变量的方法，对Ma=6条件(隔离段来流马赫数3.46，总温1430K)下燃烧不稳定的可能影响因素进行了解耦分析，并对典型工况在直连式实验台上开展了验证。研究表明，火焰不是本文中燃烧不稳定现象的主要影响因素，释热形成的反压才是该现象的主因。低当量比工况下反压较小，流场的非稳态机制由射流和凹腔共同主导；中高当量比工况下反压较大，非稳态机制由反压主导。射流与凹腔相互作用能形成周期性极强的非稳态过程，其压力振荡频率约为200Hz。在较高反压的驱动下，超声速燃烧室内会发生复杂的非定常现象，具体表现为激波串轴向大幅振荡，并伴有非对称分离区的间歇性切换。由反压主导的流场振荡周期性不强、频率以中低频为主(100～500Hz)。非稳态过程可能源于激波边界层干扰中的低频不稳定性，其被燃烧释热所形成的分离区放大，在下游反压的影响下形成了流场中复杂的非定常过程。
为了揭示超声速燃烧中非定常现象的主导机制，通过解耦分析系统研究了单边扩张燃烧室中一种以分离区不稳定为特征的非稳态燃烧。采用控制变量的方法，对Ma=6条件(隔离段来流马赫数3.46，总温1430K)下燃烧不稳定的可能影响因素进行了解耦分析，并对典型工况在直连式实验台上开展了验证。研究表明，火焰不是本文中燃烧不稳定现象的主要影响因素，释热形成的反压才是该现象的主因。低当量比工况下反压较小，流场的非稳态机制由射流和凹腔共同主导；中高当量比工况下反压较大，非稳态机制由反压主导。射流与凹腔相互作用能形成周期性极强的非稳态过程，其压力振荡频率约为200Hz。在较高反压的驱动下，超声速燃烧室内会发生复杂的非定常现象，具体表现为激波串轴向大幅振荡，并伴有非对称分离区的间歇性切换。由反压主导的流场振荡周期性不强、频率以中低频为主(100～500Hz)。非稳态过程可能源于激波边界层干扰中的低频不稳定性，其被燃烧释热所形成的分离区放大，在下游反压的影响下形成了流场中复杂的非定常过程。
2018, 39(10):2394-2400.
摘要:
由于内阻测量方法限制，来流[Ma∞]> 4时常规通气模型测力试验精度无法满足吸气式高超声速飞行器设计和性能评估需求。为解决上述问题，确保试验精度满足飞行器研究需要，探索了将天平测量内阻技术引入常规通气模型测力试验的可行性。从改进试验方法角度提出了一种回避内阻测量难题的新型试验方法:采用“尾支+六分量天平”直接测量通气模型的气动特性(机体控制体产生的气动力载荷)，并开展了试验验证。结果表明:由于减少了内阻测量环节，新型测力试验技术的精度高，[Ma∞]= 6时的阻力系数误差小于2%，远低于常规通气模型测力试验误差，具有精度高、模型相对简单、技术复杂程度较低、推广应用可能性大的优势。
由于内阻测量方法限制，来流[Ma∞]> 4时常规通气模型测力试验精度无法满足吸气式高超声速飞行器设计和性能评估需求。为解决上述问题，确保试验精度满足飞行器研究需要，探索了将天平测量内阻技术引入常规通气模型测力试验的可行性。从改进试验方法角度提出了一种回避内阻测量难题的新型试验方法:采用“尾支+六分量天平”直接测量通气模型的气动特性(机体控制体产生的气动力载荷)，并开展了试验验证。结果表明:由于减少了内阻测量环节，新型测力试验技术的精度高，[Ma∞]= 6时的阻力系数误差小于2%，远低于常规通气模型测力试验误差，具有精度高、模型相对简单、技术复杂程度较低、推广应用可能性大的优势。
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