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斜爆轰发动机燃烧机理试验研究
Experimental Research on Combustion Mechanism of Oblique Detonation Engines

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张子健 1,2   韩信 1,2   马凯夫 1,2   张文硕 1,2   刘云峰 1,2 *   苑朝凯 1,2   姜宗林 1,2  
文摘 为了研究斜爆轰发动机的稳定燃烧机理,开展了飞行马赫数9的斜爆轰发动机的数值模拟研究和试验研究。设计了全尺度斜爆轰发动机模型,发动机的总长度为2.8m。采用两级进气道压缩,每级压缩角度均为15°。利用三个小支板在进气道前缘主流核心区中进行氢气的喷射和混合。采用带化学反应的雷诺平均N-S方程、SST k-ω模型以及9组分19步反应的基元反应模型,对氢气混合过程和发动机燃烧过程进行了数值模拟研究。结果表明,氢气在进气道内混合得比较均匀,在燃烧室内获得了稳定的斜爆轰流场和正爆轰流场。在激波风洞中开展了马赫数9状态下的斜爆轰发动机稳定燃烧机理试验研究,在50ms的风洞有效试验时间内获得了持续稳定的斜爆轰流场,试验结果与数值模拟结果吻合较好,表明在试验中形成了斜爆轰波。研究结果证明了斜爆轰发动机的技术可行性。
其他语种文摘 Numerical simulations and experiments of a Ma 9 oblique detonation engine were conducted to study the combustion mechanism of oblique detonation engines.Firstly,a full-scale engine model with a length of 2.8m was designed.The engine inlet is a two-stage compression inlet composed of two 15°-inclined ramps.The hydrogen is pre-injected into the main flow at the leading front of the inlet by three strut-injectors.Secondly,the mixing process at the inlet and the combustion process in the combustor were numerically simulated.In the numerical simulations,the governing equations are Reynolds average Navier-Stokes equations with SST k-ω turbulence model and 9-species and 19-recations detailed chemical reaction kinetics.The numerical results show that the mixing process of hydrogen along the inlet is good.The stable oblique detonation waves and normal detonation waves are obtained in the combustor.Finally,the experiments under Ma 9 flight conditions were conducted in the shock tunnel.The stable flow fields of oblique detonation engine were established in the duration of 50ms test time of the shock tunnel.The experimental results are in good agreements with numerical results which means that stable oblique detonation waves were successfully obtained in the shock tunnel experiments.This research results demonstrate the technical feasibility of oblique detonation engines.
来源 推进技术 ,2021,42(4):786-794 【核心库】
DOI 10.13675/j.cnki.tjjs.200828
关键词 斜爆轰发动机 ; 超声速燃烧 ; 激波诱导燃烧 ; 斜爆轰波 ; 斜激波
地址

1. 中国科学院力学研究所, 北京, 100190  

2. 中国科学院大学工程科学学院, 北京, 100049

语种 中文
文献类型 研究性论文
ISSN 1001-4055
学科 航空
基金 国家自然科学基金
文献收藏号 CSCD:6939203

参考文献 共 27 共2页

1.  Ferri A. Review of Problems in Application of Supersonic Combustion. The Aeronautical Journal,1964,68:575-597 CSCD被引 4 次    
2.  Ferri A. Review of Scramjet Propulsion Technology. Journal of Aircraft,1968,5(1):3-10 CSCD被引 3 次    
3.  Ferri A. Mixing-Controlled Supersonic Combustion. Annual Review of Fluid Mechanics,1973,5(1):301-338 CSCD被引 12 次    
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7.  王振国. 高超声速飞行器动力系统研究进展. 力学进展,2009,39(6):716-739 CSCD被引 43 次    
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11.  Alexander D C. Computational Study of the Propulsive Characteristics of a Shcramjet Engine. Journal of Propulsion and Power,2008,24(1):34-44 CSCD被引 9 次    
12.  陈楠. 当量比对斜爆轰波诱导区特性影响的数值模拟研究. 推进技术,2018,39(12):2798-2805 CSCD被引 7 次    
13.  Valorani M. Performance Prediction for Oblique Detonation Wave Engines(ODWE). Acta Astronautica,2001,48(4):211-228 CSCD被引 5 次    
14.  Lu F K. Detonation Waves Induced by a Confined Wedge. Aerospace Science and Technology,2006,10(8):679-685 CSCD被引 4 次    
15.  Morris C I. Shock-Induced Combustion in High-Speed Wedge Flows. Symposium (International) on Combustion,1998,27(2):2157-2164 CSCD被引 9 次    
16.  Sosa J. Shock-Induced High-Speed Reactions in High Enthalpy Hypersonic Flow. AIAA Scitech 2020 Forum,2020 CSCD被引 1 次    
17.  Wolanski P. Detonative Propulsion. Proceedings of the Combustion Institute,2013,34(1):125-158 CSCD被引 105 次    
18.  Huang W. Research Status of Key Techniques for Shock-Induced Combustion Ramjet (Shcramjet)Engine. Science in China Series E:Technological Sciences,2010,53(1):220-226 CSCD被引 4 次    
19.  Ma K F. Aerodynamic Principles of Shock-Induced Combustion Ramjet Engines. Aerospace Science and Technology,2020 CSCD被引 1 次    
20.  Zhang Z J. Numerical Investigation of a Mach 9 Oblique Detonation Engine with Fuel Pre-Injection. Aerospace Science and Technology,2020 CSCD被引 1 次    
引证文献 5 篇

1 韩信 提高高马赫数超燃冲压发动机推力的理论方法 力学学报,2022,54(3):633-643
CSCD被引 3 次

2 凌文辉 斜爆震发动机研究进展与技术挑战 南京航空航天大学学报,2023,55(4):553-572
CSCD被引 1 次

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