节流、边界层吸除流动控制对超声速燃烧的影响

On the condition of lower flight Mach number,the total temperature and pressure is so low that the ignition is difficult;and the velocity is so low that the isolator can be easily affected by the back pressure of combution which may even leads to the unstrat of inlet.These two problems have been becoming the bottlenecks of broad range supersonic combustion. Boundary bleeding can effectively enhance the isolator's ability of withstanding back pressure,and the air throttling can improve the ignition effectiveness.On the condition of free Mach 4.5, with a full flowpath scrmjet model, this project will study the influence of these two fluid control methods of boundary bleeding and air throttling on the supersonic combustion.

在飞行马赫数较低情况下，来流总温总压低，燃烧室点火比较困难；主流速度低，隔离段很容易受到燃烧背压的影响，严重的情况下会导致进气道不启动。这两个问题已经成为研究宽范围超声速燃烧的瓶颈问题。边界层吸除方法可以有效提高隔离段抗反压能力，而空气节流可以提高燃烧室点火性能。本文将在飞行马赫数4.5条件下，针对全流道超燃冲压发动机模型，开展边界层吸除和空气节流两种流动控制作用下的超声速燃烧机理研究。

采用数值模拟和地面试验相结合的方法，系统研究了空气节流和边界层吸除两种流动控制作用下的超声速燃烧机理。主要研究内容包括：1)空气节流参数对燃烧室流场、燃料混合及燃烧性能影响研究；2)边界层吸除参数对边界层吸除效果影响研究；3)边界层吸除对隔离段抗反压能力和燃烧性能影响研究；4)边界层吸除和节流相互影响规律研究。取得的主要研究结果包括：（1）实验验证了在双模态冲压发动机无几何喉道的扩张流道内，采用空气节流后，燃烧室流场通过产生激波串结构来促进点火和火焰稳定。在激波串作用下，燃烧室气流的速度降低，静温和静压升高。激波串与边界层相互作用后产生的旋涡向主流道内扩散，增强了燃料掺混效果。（2）在实验中发现了节流作用下形成的激波串存在稳定和振荡两种流动结构。当激波串头部恰好位于凹槽下部区域时，激波串是振荡的；当激波串头部位于隔离段内或者位于凹槽后部区域时，激波串是稳定的。（3）通过三个燃烧室研究，系统深入研究了节流位置、节流流量、节流时间、来流参数、燃烧室构型对燃烧室点火及火焰稳定的影响规律，研究结果表明：空气节流通过辅助在流道内形成热力学喉道来拓展煤油点火和稳定燃烧的包线范围，当节流撤除后，燃烧释热能否维持热力学喉道的存在是能否实现火焰稳定的主要机制。（4）研究了边界层抽吸对隔离段抗反压能力的影响。抽吸使得激波串头部激波由斜激波逐渐转变为正激波，有效抑制反压前传，在低频背压扰动情况下，抽吸能够达到的抗反压最大背压值为正激波波后压力，在高频情况下，最大甚至可以超过正激波波后压力。在振荡反压和抽吸作用下，激波串整体振荡频率与反压扰动频率一致，但抽吸处的激波串形态转换存在迟滞现象，且激波串在斜激波和正激波之间的转换速度与背压扰动振荡频率相关。项目研究结果揭示了节流和边界层抽吸对超声速燃烧的影响规律，能够用于指导宽速域超燃冲压发动机燃烧室设计。