气动激波控制与超声速燃烧相互作用机理研究

Due to the boundary-layer separation, dual-mode scramjet encounters the engine unstart when it works in a wide range of flight Mach number. Considering this, a fluidic shock control technology is proposed to suppress the boundary layer separation to improve the engine performance. First, influence of the control parameters on the cold flow is studied and a fluidic shock control system with variational control parameters is designed via numerical simulation and theoretical analysis. Then the interactions between the fluidic shock control system and the supersonic combustion field are probed by using numerical calculation and wind tunnel test. During the wind tunnel experiments, high frequency pressure sensors and high precision un-destructive optical tools are employed to investigate the flow field structure and the combustion characteristics. Meanwhile, the experiment results are compared with the simulation to obtain the interaction phenomena between the fluidic shock control and the supersonic combustion. Finally, the interaction mechanism is investigated by analyzing various flow characteristics including the shock train, the isolator resistance capability, the ignition and combustion, the engine and boundary-layer control performance. The results obtained from this rsearch can provide theoretical support for the application of fluidic shock control technology in dual-mode scramjet.

双模态冲压发动机在较宽的飞行马赫数范围内工作时，面临边界层分离引起的无法正常起动问题。为此，本项目提出在隔离段内采用气动激波控制技术抑制边界层分离，提高发动机性能。首先利用数值计算和理论分析，研究气动激波控制参数对发动机冷流流场影响规律，设计参数可调的气动激波控制系统。然后利用数值计算和风洞试验研究气动激波控制与发动机燃烧流场之间的相互影响。在脉冲燃烧风洞中，综合运用高频接触式压力测量和高精度非接触式光学诊断技术，获得全面准确的动态流场信息与火焰特征。将得到的风洞试验结果与数值计算对比验证，掌握丰富的气动激波控制与超声速燃烧相互作用现象。最后通过分析激波串特性、隔离段抗反压特性、燃烧室点火稳焰特性和燃烧特性、发动机整体性能以及边界层控制性能，揭示气动激波控制与超声速燃烧相互作用机理。通过本项目得到的研究成果，能够为气动激波控制在冲压发动机中的工程应用提供理论支撑。

双模态冲压发动机在较宽的飞行马赫数范围内工作时,面临燃烧反压前传诱导激波串扰出隔离段，从而导致进气道不起动的问题。为此，本项目提出在隔离段内采用气动激波控制抑制边界层分离，提高隔离段抗反压性能。.首先设计了不同气动激波控制参数，通过数值模拟考察各个控制参数对隔离段内的激波串位置分布、形态结构、演化过程以及隔离段抗反压特性的影响；其次根据影响规律设计了带有气动激波控制的发动机试验模型，并基于此模型，针对飞行马赫数 Ma-4 条件设计了多种燃料喷注方案；然后在直连式试验台开展了发动机冷热态试验，通过高速纹影和压力传感器测量，获得了气动激波控制下发动机燃烧室内的起动点火过程；最后通过对比有无控制装置、不同当量比、不同燃料喷注方案下的发动机内流场结构和燃烧过程，分析了气动激波控制与超声速燃烧之间的相互影响关系。研究结果表明，气动激波控制对抗反压性能影响较大的参数为引流槽角度和宽度、射流槽角度，合理设计控制参数，可有效提高隔离段抗反压性能。在气动激波控制作用下，隔离段内激波串在射流槽和引流槽之间随反压增大和减小产生的迟滞演化过程明显。试验中采用先锋氢气引燃煤油，当先锋氢气撤除后，是否采用气动激波控制，燃烧室火焰均熄灭，说明在此构型和燃料喷注方案下，气动激波控制下的迟滞效应并没有对燃烧室稳焰产生影响，但进一步的试验结果表明此迟滞效应可以提高燃烧性能。.通过本项目的研究,形成了针对双模态冲压发动机的气动激波控制设计方法，此方法能够提高隔离段抗反压性能，为解决双模态冲压发动机在低马赫数下的抗反压问题提供了一条技术途径。