● 摘要
自二十世纪下半叶以来，随着航空技术的迅猛发展和人们对高超声速飞行的不懈追求，航空发动机也面临着更高的技术要求。为了适应高超声速飞行器的需要，超声速燃烧冲压发动机应运而生，成为当前国际科技界竞相研究的重点领域之一。其中超/亚燃双燃烧室超燃冲压发动机方案，因其结构相对简单，适应于马赫数4～7的高超声速飞行低段的飞行速度范围，因此受到了广泛的关注。基于以上背景，本文综合利用理论分析、数值模拟和实验室实验的多重方式，对碳氢燃料超/亚燃双燃室超燃冲压发动机方案的飞行环境参数、部件构造原理、燃烧原理、工作状态进行了系统深入的研究。进行了来流总温为常温，来流总压为飞行马赫数4～7的实际飞行可获得的1.0MPa～1.5MPa，带有亚燃预燃和流向涡发生器的超声速双燃室的超声速冷态流场实验、喷油雾化实验、燃烧实验。在国内首先做出了带有实际必须存在的超声速——亚声速减速过程的双燃烧室的实验研究，取得了很多有意义的成果。首先，讨论了超声速燃烧的原理及爆轰现象。分析了爆轰波前后的气流参数，与飞行马赫数4～7的高超声速飞行器所采用的冲压发动机燃烧室内的参数进行了对比，发现后者由于受到所采用的双燃室、支板、凹腔等结构的限制，且受燃烧室内的静温和静压等参数的限制，不能利用由斜激波产生的斜爆轰波直接进行理想的超声速燃烧，而只能是采用常规的传热传质的方法，实现扩散燃烧意义下的超燃。因此目前所研究的超燃是由混合过程控制的扩散燃烧过程。其次，进行了双燃烧室的冷态流场实验和数值模拟研究。实验与计算表明，冷态实验中整个超燃室保持了超声速流动。其中研究了超/亚燃双燃室冷态流场的超/亚声速流间掺混现象，发现可以利用亚声速流与超声速流之间的波瓣掺混器产生的流向涡掺混，开尔文－亥姆霍兹相对流动不稳定性的掺混，呈曲面形状的斜激波系对于波后气流方向的偏折所造成的掺混，以及若干位置上很强的激波/剪切层干扰所导致的掺混，来增强超/亚声速气流的掺混。再则，对单元模块式矩形窄亚燃室进行了设计与实验研究。在超声速来流条件下，将发动机进气道输出的Ma2.5超声速气流流量的10%减速引入亚燃室。研究了不同的亚燃室进气道、亚燃室体积、火焰筒结构、喷口截面积对亚燃室内流场结构及亚燃室稳定燃烧的影响。最后，进行了双燃烧室的联合喷油雾化与燃烧的实验研究。实验与计算表明，冷/热态实验中整个超燃室均保持了超声速流动，尽管斜激波系存在一些变化。在亚燃室火炬喷射通道内，燃油向不同方位喷射，可获得极其不同的掺混效果。亚燃室稳定的高温富油火炬，成为超燃室稳定的点火源。已见到在超燃室下层流层的原无预热冷态主流来流的亚声速和低超声速区域中出现火焰，且其并不破坏超燃室上层的高超声速未燃流动。可以预见，这种燃烧状态可以扩展到更高速的超声速冷流中，实现稳定的超声速燃烧。