超燃冲压发动机凹腔火焰稳定器多孔发汗冷却机理研究

With the nearly space hypersonic vehicle system applications, to carry out study of the scramjet cavity flameholder porous transpiration cooling mechanism. NPLS, high-speed laser schlieren and PLIF experimental techniques, combined with high-precision numerical simulation analysis, porous hair sweat microchannel flow pattern analysis of heat transfer mechanism; sweating vertical gas flow and the mainstream of the cavity gas interaction, a clear right cavity flow field in; flame stability characteristics of the cavity sweating state, analyze its steady flame mechanism. The study will enhance understanding of the cavity flameholder with porous hair sweat flow, combustion, heat transfer process and mechanism to provide theoretical guidance for scramjet thermal protection design.

以近空间高超声速飞行器系统应用为背景，开展超燃冲压发动机凹腔火焰稳定器多孔发汗冷却机理的深入研究。利用NPLS、高速激光纹影与PLIF等实验技术，结合高精度数值仿真分析，研究多孔发汗流微通道流动规律、分析传热机理；研究发汗气体垂直流动与凹腔气体主流的相互作用，明确对凹腔流场的影响；研究凹腔发汗状态下的火焰稳定特性，分析其稳焰机理。该项研究将增进对含多孔发汗流的凹腔火焰稳定器流动、燃烧、传热过程与机理的理解，为超燃冲压发动机热防护设计提供理论指导。

本项目开展超燃冲压发动机凹腔火焰稳定器发汗冷却的试验和数值计算，获得发汗冷却特性与相关机理。.采用高精度数值模拟方法，对超声速来流下的发汗流动、以及发汗微通道内的流动过程进行了仿真，获得其流场特征与精细流场结构，并分析了发汗流与燃烧室主流间的相互影响。.开展了凹腔燃烧流动特性研究。在直连式试验中，采用NPLS、PLIF和纹影等技术途径，着重对比了冷/热态下凹腔剪切层的发展特性，发现燃烧状态下的凹腔气体主流特性与冷流状态差异很大，凹腔内剧烈的燃烧放热使剪切层抬高，并在凹腔前缘引起更强的分离流动，凹腔剪切层不能再附于凹腔后缘，不可能会对发汗流流场产生影响。因此在冷流状态下研究发汗气体与凹腔气体主流间的相互作用，缺乏实际应用背景。.开展了发汗状态下的凹腔超声速燃烧特性试验研究。在凹腔后缘壁面布置了发汗冷却孔，采用煤油作为冷却介质，获得了发汗冷却对凹腔超声速燃烧影响的火焰分布高速摄影图像，并对比了不同的煤油压力。试验结果表明后缘发汗冷却导致凹腔内的火焰结构发生了显著变化，发汗冷却介质在后壁附近贴壁流动，形成局部高度富油区，致使火焰无法稳定在该区域。后缘发汗同时破坏了凹腔内大尺度回流流场，改变了凹腔火焰稳定特性，降低了火焰稳定能力。