非对称激波/边界层相互作用与超声速燃烧耦合机理研究

According to the requirement of hypersonic propulsion research, a study is put forward to investigate the coupling of supersonic combustion and asymmetrical shock wave/boundary layer interactive in scramjet isolator and combustor. Three methods are employed including high frequency wall pressure measurement, un-destructive high precision optics diagnosis and massive parallel computing. The different level of asymmetrical boundary layer is produced by bowling. The thickness of boundary layer is measured by pitot probes and hydroxyl-tagging velocimetry (HTV). Supersonic combustion in combustor is varied with different fueling schemes. High speed schlieren and photography are introduced to discover the coupling of supersonic combustion and asymmetrical shock wave/boundary layer interactive. The physical mechanism of coupling is presented, and a mathematical model is established by statistical method to compute the character parameter of coupling. The results of this research could offer theoretical guide for scramjet optimization and combustion organization.

基于高超声速推进技术基础理论研究的需要，针对超燃冲压发动机隔离段和燃烧室，研究非对称激波/边界层相互作用和超声速燃烧之间的耦合机理。研究手段包括高频壁面压力测量、非接触式的高精度光学诊断以及大规模并行数值计算。利用高压气体吹除方法产生不同水平的非对称边界层条件，利用边界层探针和HTV测速技术确定边界层厚度。通过改变注油方式获得不同的超声速燃烧条件。利用高速纹影和高速摄影等手段捕捉非对称激波/边界层相互作用和超声速燃烧之间的耦合作用。提炼两者的耦合机理，运用统计学方法建立数学模型，计算出表达耦合作用的特征参数。通过本项目的研究，可以为超燃冲压发动机的优化设计和燃烧组织提供理论指导。

本项目基于高超声速推进技术基础理论研究的需要，针对超燃冲压发动机隔离段和燃烧室，研究非对称激波/边界层相互作用和超声速燃烧之间的耦合机理。首先利用高压气体吹除方法产生了不同水平的非对称条件。基于CFD方法设计了不同的气体吹除方案，迭代优化后设计了气体吹除试验装置，开展了不同吹除参数的试验验证研究，获得了与自由射流来流条件较为接近的直连式试验条件。其次通过改变注油方式获得了不同的超声速燃烧条件。利用高频壁面压力测量等手段捕捉非对称激波/边界层相互作用和超声速燃烧之间的耦合作用，总结提炼了两者的耦合机理。主要的研究结论包括：（1）非对称激波/边界层相互作用降低了发动机点火能力。在非对称条件下，超声速燃烧的点火和火焰稳定更加困难；（2）非对称激波/边界层相互作用降低了发动机燃烧性能。非对称来流条件下超声速燃烧得到的壁面压力较对称来流条件下低约10%，典型工况下的燃烧效率约为0.7；（3）非对称激波/边界层相互作用与超声速燃烧的耦合使得隔离段容纳激波串的能力下降，非对称条件下隔离段内压力扰动位置均有所提前。基于本项目的研究成果，共发表了11篇学术论文，申请了1项发明专利，上述成果可望为超燃冲压发动机的优化设计和燃烧组织提供理论指导和技术支撑。