Investigation of mode transition and thrust performance in transient acceleration and deceleration experiments
-
摘要: 针对双模态冲压发动机燃烧室模型开展了来流连续变化飞行马赫数5.0~6.0加速上行和6.0~5.0减速下行的地面直连试验研究。首先基于直连台架推力及时间离散质量加权沿程马赫数一维计算，观察到了加速上行过程中来流变化导致的亚燃-超燃工作模态转变及推力突变现象；通过高速纹影流动显示技术及流动特征提取，提炼了来流变化导致模态转换及推力突变过程中瞬态流动特征的发展规律；最后通过超声速核心流激波强度理论以及压比时空图对动态飞行轨迹模态转换及推力突变机制进行了讨论，研究结果表明：释热总量与内流道匹配是模态转换及推力变化过程的根本，主导流动特征是隔离段预燃激波强度演变特性，然而燃料横向射流气动节流以及释热反压在隔离段预燃激波削弱耗散之后，仍然可对来流进行减速并维持推力。同时，动态飞行轨迹气动热及燃烧热积分效应可改变热流边界层特性以及发动机内流道抗反压能力，造成亚燃与超燃工作边界变化。Abstract: Experiments are designed to investigate the transient fluid-combustion phenomenon during simulated transient acceleration and deceleration between flight Ma5.0~6.0. Flow induced ram-scram mode transition and thrust abruption were observed. The transient fluid-combustion evolutions were characterized with high speed Schlieren imaging and summarized into four phases. The fluid phenomena were discussed based on the impulse function analysis. The accumulated heat release from the thermodynamic cycle analysis dominates the mode transition and thrust abruption process. The isolator pseudo-combustion shock train system is the dominating flow feature during the mode transition. The backpressure induced by the supersonic crossflow contributes to maintain thrust. In addition, the heat transfer and boundary layer disturbance could shift the combustion mode transition limits.
-
0 引 言
压气机向着高效率、高负荷、高压比方向发展。边界层抽吸作为一种能够有效抑制边界层分离的技术，在增大气流折转角、降低气流损失和提高压气机载荷等方面能够发挥重要作用[1]，有利于压气机单级压比的提升和整体性能的增强，应用前景广阔。
在压气机静叶叶栅内进行边界层抽吸，是一种可以有效提高平面叶栅气动负荷的手段，可吸除低能流体，延缓流动分离，增强栅内气流的折转能力[2]。1971年，Horn等[3]发现边界层抽吸能够提高平面叶栅气动性能。1997年，美国麻省理工学院Kerrebrock等[4]首次提出吸附式压气机（Aspirated compressors）的概念，阐述了其热力学原理。其后，Kerrebrock等[5]对吸附式压气机开展一系列研究，深刻地理解了吸附式压气机的设计和应用。进入21世纪后，Merchant等[6]验证了边界层抽吸能够有效提高压气机单级压比和效率。Schuler等[7]进行了单级风扇端壁边界层抽吸实验，验证了在端壁附近进行边界层抽吸能够提升压气机性能。Schuler等[8]验证了边界层抽吸在跨声速条件下能够改善压气机性能。Kerrebrock等[9]设计了带有边界层抽吸的两级无导叶对转风机，压比和效率分别达到了2.9和87%。
国外在吸附式压气机方面起步较早，有着大量的实验和理论研究经验，积累了丰富的资料和数据。国内起步虽然相对较晚，但也取得了一定进展。陈绍文等[10]采用改变抽吸量的方式改善了具有较厚来流边界层的压气机平面叶栅的变冲角特性。王松涛等[11-12]分析了低反动度边界层抽吸式压气机的设计概念和要点，针对亚声速及跨、超声速轴流压气机，全面论述了吸附式低反动度轴流压气机气动设计思想。郭爽等[13]研究了边界层抽吸对平面叶栅端区旋涡发展的影响。张龙新等[14]探讨了不同构型的抽吸槽道对压气机平面叶栅性能的影响。王东等[15]采用数值计算和实验的方法研究了不同吸气位置和吸气量对平面叶栅气动性能的影响。
在压气机端壁抽吸现有的研究中，对高亚声速压气机叶型端壁周向位置抽吸槽道的数量和排布的研究有所欠缺。本文采用平面叶栅风洞实验和数值模拟相结合的方法，对所研究的压气机平面叶栅原型及3种抽吸方案进行气动性能参数对比以及内部流场结构分析；通过对端壁抽吸槽道的周向排布进行研究，给出最优端壁边界层抽吸方案。
1 研究对象和方法
1.1 实验方法
为降低叶型损失，寻找最优端壁边界层抽吸方案，提升机组运行效率，实验采用某高亚声速压气机叶型，进行端壁边界层抽吸研究。
实验在哈尔滨工业大学发动机气体动力研究中心的跨声速平面叶栅风洞实验台上进行。实验台风机功率1000 kW，最大压力0.22 MPa，最大质量流量10.5 kg/s，进气角20°～90°，气流折转角0°～90°。实验采用边界层抽吸装置，迎角0°，进口马赫数0.6，平面叶栅工作雷诺数6.5×105。图1为实验平面叶栅几何模型，其几何参数如表1所示。
表 1 实验平面叶栅的几何参数Table 1 Geometry parameters of tested plane cascade参数 数值 进口几何角β1k 53.644° 出口几何角β2k 36.095° 安装角βb 46.220° 最大相对厚度Cmax 0.0454 叶片弦长B 80.43 mm 节距t 72.89 mm 稠度（B/t） 1.103 叶高h 100 mm 叶片数n 6 本文在平面叶栅端壁上开槽进行边界层抽吸。由于流道内的流动分离多发生在平面叶栅后半段，因此抽吸槽道布置在距离前缘额线40%轴向弦长（Cax）处与尾缘额线之间。第1个抽吸槽道布置在靠近吸力面的位置，其余抽吸槽道沿周向每隔12 mm布置1个，一个平面叶栅节距内最多布置5个抽吸槽道。本文进行原型（Ori）、单槽抽吸（Slot1）、双槽抽吸（Slot2）和五槽抽吸（Slot5）平面叶栅风洞实验，各抽吸方案槽道布置如图2所示。x为轴向（垂直于额线），y为额线方向，z为展向（即叶高方向）。
总压、总温由稳压箱测得，叶栅入口静压由距前缘额线1倍轴向弦长的静压孔测取，叶栅出口静压由距尾缘额线40%轴向弦长的静压孔测得。叶栅入口、出口的参数在一个平面叶栅节距内布置测点测量，总参数按质量流量取平均值。实验重点在于考察抽吸背压相同时不同抽吸槽道的布置对平面叶栅气动性能的影响，因此各方案选定同一抽吸静压，抽吸静压在抽吸管道稳压腔内测得。
叶栅出口处的参数采用五孔探针非对向测量法进行测量，五孔探针偏转角和俯仰角校准范围为±30°。采用油流法显示平面叶栅表面流场。
1.2 数值方法
计算网格包含主流道网格和抽吸槽道网格。主流道网格采用NUMECA软件中的AutoGrid5模块生成O4H网格。由于平面叶栅两端对称，故选取模型的一半进行计算。网格总数为50万，对边界层内网格进行加密处理，达到了湍流模型计算要求，如图3所示。入口给定总温、总压和速度方向，出口给定静压。
抽吸槽道网格同样采用NUMECA软件中的AutoGrid5模块进行网格生成，用生成叶顶间隙的方式在槽道中生成蝶型网格（Buttefly），5个槽道的网格总数为48万，如图4所示。在IGG模块里用完全非对接面（Full non matching）技术对抽吸槽道网格和主流道网格之间的交界面进行拼接处理。抽吸槽道四周为N–S黏性壁面，采用Spalart–Allmaras湍流模型，抽吸槽道出口给定抽吸管道稳压腔内测得的静压。
1.3 数值验证
各抽吸方案的抽吸流量比（即抽吸质量流量与总质量流量之比）如表2所示。可以看到，在抽吸静压一致的情况下，随着抽吸槽道数量的增加，抽吸流量比不断增大。
表 2 各抽吸方案的抽吸流量比Table 2 Suction mass flow ratio of each suction schemeScheme Mass flow ratio/% Slot1 0.631 Slot2 1.280 Slot5 6.051 图5为平面叶栅出口、入口两节距内的静压分布。可以看到，入口流场有较好的均匀性，出口流场满足周期性要求，实验数据的有效性可以保证。
![]()
图 5 平面叶栅出口、入口两节距内静压分布Fig. 5 Static pressure distribution in 2 pitch of plane cascade inlet and outlet总压损失系数是衡量压气机平面叶栅性能的重要参数。平面叶栅出口截面总压损失系数ω的表达式为：
$$\omega =\frac{{p_0^* - p_1^*}}{{p_0^* - {p_0}}}$$ (1) 式中，
${p_{0}^*}$ 为一个平面叶栅节距内平面叶栅进口平均总压，${p_{1}^*}$ 为平面叶栅出口当地总压，p0为一个叶栅节距内平面叶栅进口平均静压。图6为平面叶栅出口总压损失系数沿展向分布的实验和数值计算结果对比，其中EXP表示实验结果，CFD表示数值计算结果。可以看到，数值计算所得的总压损失系数分布曲线和实验所得曲线在数值和变化趋势上基本吻合，存在的微小差异可能是由计算模型本身的缺陷及计算精度等问题导致的。
![]()
图 6 平面叶栅出口总压损失系数的展向分布Fig. 6 Spanwise distribution of total pressure loss coefficient at plane cascade outlet图7为实验获得的叶片吸力面油流显示图片与数值计算获得的吸力面极限流线的对比（左为油流显示图片，右为极限流线）。可以看到，数值计算得到的极限流线与实验情况基本吻合，较好地还原了叶片吸力面的流动状况。
通过样条插值对平面叶栅流道内的极限流线进行加密，用无量纲长度l将极限流线参数化，求得每个数据点对应的曲率K：
$$K=\frac{\left| {x'}{y''}-{y'}{x''} \right|}{{{（{{{{x'}}}^{2}}+{{{{y'}}}^{2}}）}^{{}^{3} \diagup {}_{2}\;}}}$$ (2) 式中，x=x（l），y=y（l）。
叶栅出口高损失区相对高度H的数值计算与实验结果对比如表3所示。高损失区起始于端壁，终止点（即周向平均总压损失沿叶高变化曲率最大的点）在20%～30%叶高范围内。从表中可以看到，数值计算与实验结果的误差不超过0.7%。综上所述，本文的数值计算与实验结果吻合较好，验证了该数值方法的可信性。
表 3 各方案出口高损失区相对高度对比Table 3 Relative blade height of high loss region at outletScheme HEXP/% HCFD/% Ori 28.0 27.3 Slot1 25.5 25.3 Slot2 22.5 22.0 Slot5 21.7 22.1 2 数值计算结果分析
2.1 壁面极限流线
以数值计算得到的平面叶栅壁面极限流线为依据，对平面叶栅的流动和分离状况以及抽吸槽道对栅内流场的影响进行研究。原型及各抽吸方案的极限流线如图8所示，左为吸力面极限流线，右为端壁极限流线。
从图中可以看出，角区分离径向高度在Ori、Slot1、Slot2、Slot5中分别为28%、25%、20%、24%相对叶高。随着周向布置的抽吸槽从0增加到2，角区分离径向高度减小，角区范围减小，平面叶栅中部流动条件改善。当抽吸槽数量增加到5，角区范围相比Slot2有所回升（略大于Slot1），边界层分离弱于Ori但强于Slot1。当使用单槽和双槽抽吸时，通过边界层抽吸将积聚在吸力面角区的部分低能流体去除，使边界层分离减弱，流动条件改善，通流能力增强。在本文的抽吸方案中，Slot2的角区范围最小，抽吸效果最好。
从Ori的端壁极限流线可以看出，平面叶栅吸力侧存在明显的旋涡，尾缘附近存在较为明显的回流区，流场中低能流体堆积，流动被严重堵塞，低能流体向角区聚集。在此作用下，尾缘的吸力侧发生了较为明显的闭式分离。
在Slot1中，受端壁抽吸的影响，平面叶栅吸力侧旋涡增大。由于端壁抽吸去除了大量低能流体，主流区流动方向向压力侧偏移，尾缘附近的回流区减小，尾缘的吸力侧分离减弱，流动条件改善。
在Slot2中，随着抽吸流量和强度的增加，大量低能流体被吸除，通流面积明显增加。虽然吸力侧旋涡进一步扩大，尾缘回流区面积有所反弹，但分离进一步减弱，抽吸带来的收益依然大于旋涡和回流区面积增加造成的损失。
在Slot5中，低能流体被进一步吸除，但吸力侧旋涡和尾缘回流区被抽吸槽道拉扯，向压力侧偏移，二者的周向尺寸大幅增加。同时，在二者交界的位置出现了较为明显的分离泡，这使得低能流体的径向尺寸增大。以上作用相互叠加，使流道发生一定程度的堵塞，通流面积相对于Slot2有所减小，流动损失增加，抽吸带来的收益被大量抵消。
2.2 马赫数分布
图9和10分别为压气机平面叶栅50%和15%叶高处的马赫数分布图。从图9中可以看出，抽吸方案的选取对叶展中部流动影响较小。这是因为在50%叶高处，3种抽吸方案的马赫数分布几乎相同，相比于原型平面叶栅，叶片周围的马赫数分布变化不大，叶展中部未出现严重的流动分离。可以推断，叶展中部处的流动受端壁附近的分离流动影响较小，主要的流动损失是尾迹造成的旋涡运动损失和掺混损失。在端壁上开槽进行抽吸的方案Slot1、Slot2和Slot5对叶展中部流动影响不大。
![]()
图 9 50%叶高处马赫数分布云图及等熵马赫数分布图Fig. 9 Mach number contours and isentropic Mach number distribu-tion at 50% spanwise![]()
图 10 15%叶高处马赫数分布云图及等熵马赫数分布图Fig. 10 Mach number contours and isentropic Mach number distribu-tion at 15% spanwise在图10中，随着抽吸槽数量的增加，叶片周围低马赫数区域的占比不断减小。在Ori中可以观察到较为严重的流动分离，低马赫数区域占据了相当大的比例。在Slot1中，吸力侧气流马赫数大幅增大，低马赫数区域占比明显下降，流动分离范围减小，流动状况得到了改善。在Slot2中，低马赫数区域相比Slot1进一步减小，流动条件进一步改善。在Slot5中，低马赫数区域占比比Slot2有所增加，流动条件恶化。综上所述，Slot2端壁附近流动的改善效果最佳，Slot5对端壁附近流动的改善效果介于Slot1和Slot2之间。
2.3 总压损失系数分布
了解平面叶栅出口截面的总压损失系数分布有助于研究栅内流动造成高损失区的原因和边界层抽吸对栅内流场的影响。图11给出了原型及3种抽吸方案出口截面总压损失系数分布云图。
![]()
图 11 出口截面总压损失系数分布云图Fig. 11 Total pressure loss coefficient contours at outlet section从图11（a）可以看出，在原型平面叶栅中，出口截面有一个大范围的高损失区，这是吸力面和端壁边界层内的低能流体相互作用后，由旋涡输运至此堆积所致。叶片表面边界层在叶展中部造成了尾迹损失，在图中表现为叶展中部到角区的条状损失区域。总体而言，平面叶栅出口截面总压损失大部分是由旋涡运动引起的能量耗散和低能流体堆积所造成，但由尾迹所造成的损失也不可忽视。
如图11（b）所示，与原型相比，在Slot1中，高损失区的核心位置变化不大。角区的高损失区尺寸减小，峰值下降，尾迹峰值减小但宽度变化不大，这表明Slot1主要吸除了来自端壁边界层和堆积在角区的低能流体，对叶展中部的流动影响有限。与Slot1相比，Slot2的高损失区核心位置同样几乎无变化，角区的高损失区尺寸更小，峰值降得更低，叶展中部尾迹损失更低，如图11（c）所示。
在图11（d）中，高损失区的峰值上升，尺寸略微增大，核心位置向压力侧偏移。这反映了Slot5的巨大吸力使得旋涡向压力侧偏移，对原有流场结构造成较大影响，平面叶栅出口截面总压损失系数整体比Slot1小，比Slot2略大。
综上所述，本文所采用的抽吸方案对近端壁处旋涡耗散和低能流体堆积造成的高损失影响最为显著，对叶展中部吸力面边界层低能流体也有一定的影响。双槽抽吸方案的抽吸效果最佳，角区分离尺寸最小，总压损失系数峰值最低。五槽抽吸方案对主流区造成干扰，对流场原有结构影响较大，高损失区核心位置向压力侧偏移，其抽吸效果比双槽略有恶化。
图12为按质量流量取节距平均得到的原型及各抽吸方案出口截面总压损失曲线。如图所示，在30%～50%叶高范围内（即叶展中部附近），不同的抽吸方案对总压损失的绝对变化影响较小，相对变化影响较大，Slot2降低总压损失的效果最佳，Slot5的总压损失水平和Ori保持一致。而在30%叶高以下，所有的抽吸方案都显著减低了总压损失系数，其中Slot2降低总压损失的效果最佳，符合图11中Slot2的高损失区尺寸最小、总压损失系数峰值最小的结论。因此，在吸力面侧不改变抽吸槽道轴向位置只增加其数量，双槽抽吸比单槽抽吸降低总压损失的效果更为明显。
在Slot5中，低能流体受到压力侧抽吸槽道的拉扯以及吸力侧角区和端壁分离的挤压，其面积逐渐在周向和径向上扩张，比其他抽吸方案更为显著地堵塞了流道，使得平面叶栅通流能力下降，流道内逆压梯度增大。在30%～50%叶高范围内，受平面叶栅通流能力下降的影响，总压损失相较于其他抽吸方案有所上升，达到了原型的损失水平。在5%～30%叶高范围内，由于低能流体在周向和径向上的扩张以及吸力侧角区和端壁分离的加剧，角区高度相较于Slot2有所回升，总压损失有所上升。在5%叶高以下，由于抽吸槽道吸除的流量大，低能流体难以聚集，总压损失相较于Slot2有所降低。总体而言，Slot5总压损失系数小于Slot1、高于Slot2，这说明抽吸槽道布置的数量并非越多越好，合理设置抽吸槽道的数量才能达到最佳的抽吸效果。
2.4 落后角
气流流出平面叶栅时，其方向并不沿着出口几何角，而是与之有一定的差值（即落后角γ）：
$$\gamma {\rm=}\alpha - {\beta _{{\rm{2k}}}}$$ (3) 式中，α为一个节距内平面叶栅出口平均气流角。本文中的所有角度均是与平面叶栅轴向的夹角。
在入口气流角和入口几何角一定时，气流流出平面叶栅的角度反映了气流的折转角度，落后角γ越大，则气流的折转角度就越小，平面叶栅的扩压能力就越弱。落后角γ沿展向的分布反映了流场内的边界层、旋涡以及端壁边界层抽吸对气流运动的影响。
原型及各抽吸方案的落后角γ展向分布如图13所示。除Slot5外，其他方案的落后角γ在30%～50%叶高范围内相差不大，说明Slot1和Slot2对叶展中部气流影响较小。在15%～30%叶高范围内，Slot1和Slot2的落后角γ均小于Ori，这说明单槽和双槽抽吸方案有效提高了气流在出口处的折转能力。对Slot1和Slot2而言，在23%～30%叶高范围内，落后角γ基本相等，而在15%～23%叶高范围内，Slot2的落后角γ小于Slot1，这说明双槽抽吸效果好于单槽抽吸。在10%叶高以下，落后角γ从大到小依次是Slot2、Slot1和Ori。这是因为抽吸槽道对近端壁流体的吸力在吸除低能流体时也使气流流向发生了偏移。
在Slot5中，落后角γ与其他方案相差极大。这可能是受压力侧槽道的影响。压力侧静压高于吸力侧，且抽吸背压一致，所以压力侧槽道两侧的压差大，对气体产生了较大的吸力，使得气流向压力侧偏斜，导致落后角γ增大，吸力侧气体分离加剧。在30%～50%叶高范围内，受压力侧抽吸槽道影响，落后角γ有所增大，气流的折转能力下降。在20%叶高以下，气体受压力侧抽吸槽道吸引和吸力侧分离的挤压效果更为明显，Slot5的落后角γ与前3套方案的差值进一步加大，这说明五槽抽吸方案对近端壁流体的影响尤甚，会使气流向压力侧偏移更大，造成气流折转能力的极大下降。
3 结 论
本文结合平面叶栅风洞实验和数值计算得到了某高亚声速压气机叶栅原型及各抽吸方案的流场数据，通过实验数据验证了数值方法的可信性，对数值计算结果进行分析和研究，得到结论如下：
1）本文设计的端壁抽吸方案能够有效减弱端壁和吸力面交接处的吸力面边界层分离和角区低能流体积聚，减小角区分离的范围和强度，有效降低平面叶栅出口的总压损失，改善平面叶栅内部的流动条件，减轻低能流体的阻塞，提升平面叶栅的通流能力。
2）端壁开抽吸槽道对平面叶栅近端壁处流动的影响强于叶展中部，平面叶栅近端壁流动的改善是平面叶栅总压损失下降的主要原因。
3）单槽抽吸（Slot1）方案和双槽抽吸（Slot2）方案减小了高损失区强度和尺寸，但对其核心位置影响较小。五槽抽吸（Slot5）方案在减少高损失区强度和尺寸的同时，使高损失区核心位置向压力侧偏移。
4）边界层抽吸效果与抽吸槽道布置的数量有关，合理增加抽吸槽道数量能够增强角区低能流体的抽吸效果，降低平面叶栅总压损失。过多增加抽吸槽道数量，会对平面叶栅的流动造成干扰，降低平面叶栅的气动性能。
-
![]()
图 4 推力传感器测量数据
Fig. 4 Thrust measurement during simulated acceleration and deceleration
![]()
图 5 质量加权马赫数
Fig. 5 Mass weighted average Ma during simulated acceleration and deceleration
![]()
图 6 (a) ABC加速上行轨迹纹影; (b) ABC加速上行轨迹CH*自发光
Fig. 6 (a) Schlieren imaging during acceleration ABC; (b) CH* chemiluminescence during acceleration ABC
![]()
图 7 (a) ADC加速上行轨迹纹影; (b) ADC加速上行轨迹CH*自发光
Fig. 7 (a) Schlieren imaging during acceleration ADC; (b) CH* chemiluminescence during acceleration ADC
![]()
图 9 动态飞行路径超声速核心流截面与预燃激波强度分析
Fig. 9 Impulse function analysis during simulated acceleration and deceleration
![]()
图 10 (a) ABC沿程压比; (b) ADC沿程压比
Fig. 10 (a) Pressure ratio during acceleration ABC; (b) Pressure ratio during acceleration ADC
![]()
图 11 (a) ABC及ADC路径截面压比p2/pref; (b) ABC及ADC路径截面压比p3/pref
Fig. 11 (a) p2/pref cutoff with route ABC and ADC; (b) p3/pref cutoff with route ABC and ADC
![]()
图 12 热流边界层影响工作边界示意图
Fig. 12 Illustration of mode transition shift due to boundary layer disturbance
表 1 试验工况
Table 1 Experimental parameters
实验工况 模拟飞行马赫数 模拟飞行高度/km 模拟动压/kPa 模拟总压/kPa 模拟总温/K 实验时间/s 加热气体总流量/(g·s-1) 煤油流量/(g·s-1) A 5.0 20.99 82 1548 1249 5 1878 28 B 5.6 23.93 64 1678 1475 5 1283 28 C 6.0 26.28 50 1939 1648 5 1178 28 ABC 5.0~5.6~6.0 20.99~23.93~26.28 82~64~50 1548~1678~1939 1249~1475~1648 10 1878~1283~1178 28 ADC 5.0~6.0 20.99~26.28 82~50 1548~1939 1249~1648 10 1878~1178 28 CBA 6.0~5.6~5.0 26.28~23.93~20.99 50~64~82 1939~1678~1548 1648~1475~1249 10 1178~1283~1878 28 CDA 6.0~5.0 26.28~20.99 50~82 1939~1548 1648~1249 10 1178~1878 28 
下载: 导出CSV
-
[1] BUILDER C H. On the thermodynamic spectrum of airbreath-ing propulsion[R]. AIAA 1964-243, 1964. doi: 10.2514/6.1964-243
[2] HEISER W, PRATT D, DALEY D, et al. Hypersonic airbreathing propulsion[M]. Washington, DC: AIAA, Inc., 1994. doi: 10.2514/4.470356
[3] MERCIER R, RONALD T. Hypersonic technology (HyTech) program overview[R]. AIAA 1998-1566, 1998. doi: 10.2514/6.1998-1566
[4] 乐嘉陵, 胡欲立, 刘陵. 双模态超燃冲压发动机研究进展[J]. 流体力学实验与测量, 2000, 14(1): 1-12. DOI: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.01.001 LE J L, HU Y L, LIU L. Investigation of possibilities in developing dual-mode scramjets[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2000, 14(1): 1-12. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.01.001
[5] 刘陵, 刘敬华, 张榛, 等. 超声速燃烧与超声速燃烧冲压发动机[M]. 西安: 西北工业大学出版社, 1993. [6] 冯志高, 关成启, 张红文. 高超声速飞行器概论[M]. 北京: 北京理工大学出版社, 2016. FENG Z G, GUAN C Q, ZHANG H W. An introduction to hypersonic aircraft[M]. Beijing: Beijing institute of technology press, 2016.
[7] SULLINS G A. Demonstration of mode transition in a scramjet combustor[J]. Journal of Propulsion and Power, 1993, 9(4): 515-520. doi: 10.2514/3.23653
[8] PRATT D, HEISER W. Isolator-combustor interaction in a dual-mode scramjet engine[R]. AIAA 1993-358, 1993. doi: 10.2514/6.1993-358
[9] 张鹏, 俞刚. 超燃燃烧室一维流场分析模型的研究[J]. 流体力学实验与测量, 2003, 17(1): 88-92. DOI: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.01.022 ZHANG P, YU G. The study of one-dimensional flow analysis model of the combustor in supersonic combustion experiments[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2003, 17(1): 88-92. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.01.022
[10] 郑小梅, 徐大军, 蔡国飙. 超燃冲压发动机性能的初步分析[J]. 航空学报, 2007, 28(S1): 35-41. DOI: 10.3321/j.issn:1000-6893.2007.z1.007 ZHENG X M, XU D J, CAI G B. A preliminary study on hypersonic airbreathing engine performance[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2007, 28(S1): 35-41. doi: 10.3321/j.issn:1000-6893.2007.z1.007
[11] 余勇, 刘卫东, 王振国. 超声速燃烧室性能一维数值模拟[J]. 流体力学实验与测量, 2004, 18(3): 36-41. DOI: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.008 YU Y, LIU W D, WANG Z G. A one-dimensional numerical analysis of supersonic combustor performance[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2004, 18(3): 36-41. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.008
[12] 陈军. Ma4~7双模态冲压发动机燃烧室热力工作过程与性能潜力研究[D]. 四川绵阳: 中国空气动力研究与发展中心, 2016. CHEN J. The relationship between thermal process and potential performance in dual-mode scramjet at Ma4~7[D]. Mianyang, Sichuan: China Aerodynamics Research and Development Center, 2016.
[13] 陈强, 陈立红, 顾洪斌, 等. 释热分布对超燃冲压发动机性能的影响及优化[J]. 推进技术, 2009, 30(2): 135-138. DOI: 10.3321/j.issn:1001-4055.2009.02.002 CHEN Q, CHEN L H, GU H B, et al. Investigation of the effect and optimization of heat release distributions in the combustor on scramjet performance[J]. Journal of Propulsion Technology, 2009, 30(2): 135-138. doi: 10.3321/j.issn:1001-4055.2009.02.002
[14] MATSUO K, MIYAZATO Y, KIM H D. Shock train and pseudo-shock phenomena in internal gas flows[J]. Progress in Aerospace Sciences, 1999, 35(1): 33-100. doi: 10.1016/S0376-0421(98)00011-6
[15] WALTRUP P J, BILLIG F S. Structure of shock waves in cylindrical ducts[J]. AIAA Journal, 1973, 11(10): 1404-1408. doi: 10.2514/3.50600
[16] CARROLL B F, DUTTON J C. Characteristics of multiple shock wave/turbulent boundary-layer interactions in rectangular ducts[J]. Journal of Propulsion and Power, 1990, 6(2): 186-193. doi: 10.2514/3.23243
[17] CARROLL B F, DUTTON J C. Turbulence phenomena in a multiple normal shock wave/turbulent boundary-layer interaction[J]. AIAA Journal, 1992, 30(1): 43-48. doi: 10.2514/3.10880
[18] CARROLL B F, LOPEZ-FERNANDEZ P A, DUTTON J C. Computations and experiments for a multiple normal shock/boundary-layer interaction[J]. Journal of Propulsion and Power, 1993, 9(3): 405-411. doi: 10.2514/3.23636
[19] SMART M. Scramjet isolators[R]. RTO-EN-AVT-185, 2010.
[20] WIETING A R. Exploratory study of transient upstart phenomena in a three-dimensional fixed-geometry scramjet engine[R]. NASA-TN-D-8156, 1976. https://ntrs.nasa.gov/citations/19760013056
[21] RODI P E, EMAMI S, TREXLER C A. Unsteady pressure behavior in a ramjet/scramjet inlet[J]. Journal of Propulsion and Power, 1996, 12(3): 486-493. doi: 10.2514/3.24061
[22] DO H, IM S K, MUNGAL M G, et al. The influence of boundary layers on supersonic inlet flow unstart induced by mass injection[J]. Experiments in Fluids, 2011, 51(3): 679-691. doi: 10.1007/s00348-011-1077-3
[23] 田野, 杨顺华, 邓维鑫, 等. 超燃冲压发动机燃烧室空气节流技术研究[J]. 推进技术, 2014, 35(4): 499-506. DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2014.03.014 TIAN Y, YANG S H, DENG W X, et al. A study on air throttling technology in scramjet combustor[J]. Journal of Propulsion Technology, 2014, 35(4): 499-506. doi: 10.13675/j.cnki.tjjs.2014.03.014
[24] MITANI T, CHINZEI N, KANDA T. Reaction and mixing-controlled combustion in scramjet engines[J]. Journal of Propulsion and Power, 2001, 17(2): 308-314. doi: 10.2514/2.5743
[25] CHUN J, SCHEUERMANN T, VON WOLFERSDORF J, et al. Experimental study on combustion mode transition in a scramjet with parallel injection[R]. AIAA 2006-8063, 2006. doi: 10.2514/6.2006-8063
[26] TAKAHASHI S, DEMISE S, OSHITA M, et al. Correlation between heat flux distribution and combustion mode in a scramjet combustor[J]. Physics Letters B, 2001, 663(s1-2): 107-110. http://www.irgrid.ac.cn/handle/1471x/699393
[27] LE D B, GOYNE C P, KRAUSS R H, et al. Experimental study of a dual-mode scramjet isolator[J]. Journal of Propulsion and Power, 2008, 24(5): 1050-1057. doi: 10.2514/1.32591
[28] ZHANG C L, CHANG J T, MA J X, et al. Effect of Mach number and equivalence ratio on the pressure rising variation during combustion mode transition in a dual-mode combustor[J]. Aerospace Science and Technology, 2018, 72: 516-524. doi:10.1016/j.ast.2017. 11.042
[29] 肖保国, 李莉, 张顺平, 等. 超燃冲压发动机燃烧模态转换直连式实验研究[J]. 推进技术, 2019, 40(2): 339-346. DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.170760 XIAO B G, LI L, ZHANG S P, et al. Direct-connect experimental investigation of combustion mode transition for scramjet engine[J]. Journal of Propulsion Technology, 2019, 40(2): 339-346. doi: 10.13675/j.cnki.tjjs.170760
[30] FOTIA M L. Mechanics of combustion mode transition in a direct-connect ramjet-scramjet experiment[J]. Journal of Propulsion and Power, 2014, 31(1): 69-78. doi: 10.2514/1.B35171
[31] ZHANG C L, CHANG J T, FENG S, et al. Pressure rising slope variation accompanying with combustion mode transition in a dual-mode combustor[J]. Aerospace Science and Technology, 2017, 68: 370-379. doi: 10.1016/j.ast.2017.05.034
[32] ZHANG C, YANG Q C, CHANG J T, et al. Nonlinear characteristics and detection of combustion modes for a hydrocarbon fueled scramjet[J]. Acta Astronautica, 2015, 110: 89-98. doi: 10.1016/j.actaastro.2014.11.023
[33] CAO R F, CHANG J T, BAO W, et al. Analysis of combustion mode and operating route for hydrogen fueled scramjet engine[J]. International Journal of Hydrogen Energy, 2013, 38(14): 5928-5935. doi: 10.1016/j.ijhydene.2013.02.135
[34] BAO W, YANG Q C, CHANG J T, et al. Dynamic characteristics of combustion mode transitions in a strut-based scramjet combustor model[J]. Journal of Propulsion and Power, 2013, 29(5): 1244-1248. doi: 10.2514/1.B34921
[35] ZHANG C L, CHANG J T, ZHANG Y S, et al. Flow field characteristics analysis and combustion modes classification for a strut/cavity dual-mode combustor[J]. Acta Astronautica, 2017, 137: 44-51. doi: 10.1016/j.actaastro.2017.03.023
[36] YANG Q C, HU J C, CHANG J T, et al. Experimental study on combustion mode transition effects in a strut-based scramjet combustor[J]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: Journal of Aerospace Engineering, 2015, 229(4): 764-771. doi: 10.1177/0954410014539288
[37] CAO R F, CHANG J T, TANG J F, et al. Study on combustion mode transition of hydrogen fueled dual-mode scramjet engine based on thermodynamic cycle analysis[J]. International Journal of Hydrogen Energy, 2014, 39(36): 21251-21258. doi: 10.1016/j.ijhydene.2014.10.082
[38] YANG Q C, CHANG J T, BAO W, et al. A mechanism of combustion mode transition for hydrogen fueled scramjet[J]. International Journal of Hydrogen Energy, 2014, 39(18): 9791-9797. doi: 10.1016/j.ijhydene.2014.04.090
[39] FOTIA M L, DRISCOLL J F. Isolator-combustor interactions in a direct-connect ramjet-scramjet experiment[J]. Journal of Propulsion and Power, 2012, 28(1): 83-95. doi: 10.2514/1.B34367
[40] FOTIA M L, DRISCOLL J F. Ram-scram transition and flame/shock-train interactions in a model scramjet experiment[J]. Journal of Propulsion and Power, 2012, 29(1): 261-273. doi: 10.2514/1.B34486
[41] 浮强, 宋文艳, 石德永, 等. 来流总温对双模态燃烧室模态转换边界的影响[J]. 航空动力学报, 2019, 34(5): 1119-1126. DOI: 10.13224/j.cnki.jasp.2019.05.018 FU Q, SONG W Y, SHI D Y, et al. Effects of incoming flow total temperature on mode transition boundary in dual mode scramjet combustor[J]. Journal of Aerospace Power, 2019, 34(5): 1119-1126. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2019.05.018
[42] MASUMOTO R, TOMIOKA S, KUDO K, et al. Experi-mental study on combustion modes in a supersonic combustor[J]. Journal of Propulsion and Power, 2011, 27(2): 346-355. doi: 10.2514/1.B34020
[43] MENG Y, GU H B, ZHUANG J H, et al. Experimental study of mode transition characteristics of a cavity-based scramjet combustor during acceleration[J]. Aerospace Science and Technology, 2019, 93: 105316. doi: 10.1016/j.ast.2019.105316
[44] 潘余, 李大鹏, 刘卫东, 等. 超燃冲压发动机燃烧模态转换试验研究[J]. 爆炸与冲击, 2008, 28(4): 293-297. DOI: 10.3321/j.issn:1001-1455.2008.04.002 PAN Y, LI D P, LIU W D, et al. Combustion mode transition in a scramjet engine[J]. Explosion and Shock Waves, 2008, 28(4): 293-297. doi:10. 3321/j.issn:1001-1455.2008.04.002
[45] KANDA T, CHINZEI N, KUDO K, et al. Dual-mode operations in a scramjet combustor[J]. Journal of Propulsion and Power, 2004, 20(4): 760-763. doi: 10.2514/1.3683
[46] KOBAYASHI K, TOMIOKA S, KATO K, et al. Performance of a dual-mode combustor with multistaged fuel injection[J]. Journal of Propulsion and Power, 2006, 22(3): 518-526. doi: 10.2514/1.19294
[47] KOUCHI T, MASUYA G, MITANI T, et al. Mechanism and control of combustion-mode transition in a scramjet engine[J]. Journal of Propulsion and Power, 2012, 28(1): 106-112. doi: 10.2514/1.B34172
[48] WANG Z G, SUN M B, WANG H B, et al. Mixing-related low frequency oscillation of combustion in an ethylene-fueled supersonic combustor[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2015, 35(2): 2137-2144. doi: 10.1016/j.proci.2014.09.005
[49] SUN M B, WANG Z G, LIANG J H, et al. Flame characteristics in supersonic combustor with hydrogen injection upstream of cavity flameholder[J]. Journal of Propulsion and Power, 2008, 24(4): 688-696. doi: 10.2514/1.34970
[50] MICKA D J, DRISCOLL J F. Combustion characteristics of a dual-mode scramjet combustor with cavity flameholder[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2009, 32(2): 2397-2404. doi: 10.1016/j.proci.2008.06.192
[51] WANG Z P, LI F, GU H B, et al. Experimental study on the effect of combustor configuration on the performance of dual-mode combustor[J]. Aerospace Science and Technology, 2015, 42: 169-175. doi: 10.1016/j.ast.2015.01.008
[52] YUAN Y M, ZHANG T C, YAO W, et al. Characterization of flame stabilization modes in an ethylene-fueled supersonic combustor using time-resolved CH* chemiluminescence[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2017, 36(2): 2919-2925. doi: 10.1016/j.proci.2016.07.040
[53] NAKAYA S, KINOSHITA R, LEE J, et al. Analysis of supersonic combustion characteristics of ethylene/methane fuel mixture on high-speed measurements of CH* chemiluminescence[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2019, 37(3): 3749-3756. doi: 10.1016/j.proci.2018.09.011
[54] SHE Z S, ZOU H Y, XIAO M J, et al. Prediction of compressible turbulent boundary layer via a symmetry-based length model[J]. Journal of Fluid Mechanics, 2018, 857: 449-468. doi: 10.1017/jfm.2018.710
[55] LI X, TONG F L, YU C P, et al. Statistical analysis of temperature distribution on vortex surfaces in hypersonic turbulent boundary layer[J]. Physics of Fluids, 2019, 31(10): 106101. DOI: 10.1063/1.5115541
[56] 周芮旭, 连欢, 顾洪斌, 等. 激光诱导荧光聚焦纹影系统及超声速燃烧流场应用[J]. 气体物理, 2020, 5(2): 14-19. DOI: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0799 ZHOU R X, LIAN H, GU H B, et al. Laser-induced fluorescence focusing schlieren system and its application in scramjet combustor[J]. Physics of Gases, 2020, 5(2): 14-19. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0799
[57] LIAN H, GU H B, YUE L J, et al. Characterization of combustion oscillations in a cavity flame holder during acceleration experiments[C]//Proc of the 1st International Conference on High-Speed Vehicle Science Technology.2018.
-
期刊类型引用(5)
1. 田立丰，付双旭. 面向高速流场成像的聚焦纹影研究进展. 中山大学学报(自然科学版中英文). 2025(01): 238-249 . 
百度学术
2. 郑星，黄海莹，毛勇建，张军，周东. 大口径爆炸激波管出口冲击波流场图像测量. 光学精密工程. 2024(15): 2355-2362 . 百度学术
3. 郭江涛，周一卉，胡大鹏，刘志军，黄兆锋，高凤. 压力振荡管内波系运动行为的可视化实验研究. 实验流体力学. 2024(05): 54-64 . 本站查看
4. 岳茂雄，张弯洲，吴运刚，袁强，邓维鑫. 基于发散光反射式布局的大视场显示方法研究. 实验流体力学. 2021(03): 77-82 . 本站查看
5. 王敏，谢爱民，黄训铭. 直接纹影成像技术初步研究. 兵器装备工程学报. 2020(10): 244-248 . 百度学术
其他类型引用(5)
计量
- 文章访问数: 369
- HTML全文浏览量: 140
- PDF下载量: 81
- 被引次数: 10
