概要:在国家自然科学基金两期重大研究计划的指导下,高超声速技术越来越成熟,尤其是它的核心组成部分--吸气式高超声速推进系统. 为了满足单级/两级入轨可重复使用飞行器以及高超声速飞机对动力装置的需求,非常有必要发展一些新概念组合循环发动机方案. 但是,由于高速气流在超燃冲压发动机燃烧室内的滞留时间非常有限,只有毫秒量级,所以在如此快的流速下通过加热来获取有用推力仍然极具挑战性. 为此,学者们提出了许多混合增强措施,包括超/高超声速气流中的火焰传播与稳定机制. 本专辑收集了相关科研人员在设计理论、数值仿真、地面风洞试验等方面取得的一批核心技术成果,包括激波/湍流边界层干扰控制,隔离段中激波串与湍流边界层之间的强干扰,超燃冲压发动机燃烧室中的混合、点火与火焰稳定,以及旋转爆震发动机中的模态转换等. 这些研究对大尺度发动机的工程化具有重要的参考价值.

关键词组：混合; 燃烧; 超/高超声速气流; 模态转换; 激波/边界层干扰

目的:隔离段内存在背景波系时,激波串在自激振荡过程中会出现三种振荡模式,并表现出非对称结构. 本文旨在研究背景波系是如何引起激波串的非对称结构以及背景波系对振荡特性的影响,并探究自激振荡的扰动来源.
创新点:1. 从激波串结构和振荡特性两个方面揭示背景波系对激波串自激振荡的影响; 2. 获得引起激波串自激振荡的扰动来源.
方法:1. 通过实验分析,结合激波极曲线,研究背景波系引起的压力间断对激波串结构的影响; 2. 结合实验获得的激波串振荡特性以及数值模拟得到的壁面压力梯度,分析背景波系引起的压力梯度对自激振荡的影响; 3. 通过对壁面压力进行相关性分析和相位分析,获得自激振荡扰动的来源.
结论:1. 背景波系引起的压力间断导致了激波串的非对称结构; 2. 背景波系引起的壁面压力梯度影响激波串前缘的振荡范围和振荡强度; 3. 在带有背景波系的隔离段内,引起自激振荡的扰动来源于前缘激波产生的分离区内.

关键词组：自激振荡; 背景波系; 非对称结构; 扰动源

目的:通过在喷孔上游安装涡流发生器(VG)来研究超声速横向射流(JISC)的流动特性. 采用纳米粒子平面激光散射(NPLS)和空间粒子图像测速(SPIV)技术对流场进行观测,并设计三种工况进行对比实验,以研究横向射流的流动特性.
创新点:1. 采用NPLS和SPIV为实验观测手段,定量化地研究涡流发生器对超声速来流的穿透深度和横向扩散的影响; 2. 根据实验观测结果展示涡流发生器与横向射流相互作用的流场特性,揭示涡流发生器的混合增强机理.
方法:1. 采用NPLS流场进行观测,获得瞬态流场灰度图(图6、7和10~12),并分析不同观测平面的瞬态流场结构; 2. 基于瞬态流场灰度图,通过边缘检测和统计分析方法,提取射流穿透深度和横向扩散边界(图14),并对涡流发生器的混合增强效果进行分析; 3. 采用SPIV技术对流场进行观测,获得多个观测截面的平均速度场,并根据速度场计算涡量场(图8、11和15),揭示射流流向涡的涡量分布.
结论:1. 在设计的三个实验工况中,CASE0是横向射流基本工况; 与CASE0相比,CASE1中的VG在喷孔附近的羽流两侧产生了两个诱导涡,在形态上形成了一个耳朵形涡结构; CASE2中VG尾流的间歇性大尺度涡对射流迎风侧的诱导涡起主导作用,产生了一个大尺度流向涡. 2. 与CASE0相比,CASE1中射流的穿透深度和横向扩散边界分别增加了8.5%和17.0%,而CASE2中的穿透深度和横向扩散边界分别增加了26.2%和0.5%; 因此,在CASE2中,穿透深度的增加更显著,而横向扩散没有明显改善,这与相互作用模式的涡结构特性有关. 3. 涡量分布表明,CASE1中存在一个复杂流向涡系统,且VG的尾流在射流反转旋涡对(CVP)的内侧形成了一对诱导涡,而在CASE0中,诱导涡应该在CVP的下方. 4. 根据多个yoz截面的涡量场分布可以发现,VG促进了射流肾形涡的形成和发展.

关键词组：涡流发生器; 超声速来流中的横向射流; 穿透深度与横向扩散; 涡结构

目的:在超声速来流条件下,探索影响抽吸流量的关键参数,为高超声速进气道抽吸系统的设计提供 参考.
方法:1. 从抽吸系统提取出边界层厚度、抽吸孔径和深度三个尺度,并采用单变量原则,通过数值模拟分别研究三个尺度对抽吸流量的影响; 2. 采用普朗特-迈耶膨胀波理论,根据抽吸流动是由压差驱动的物理机制,建立超声速抽吸壅塞模型.
结论:1. 超声速圆孔抽吸包括超声速前缘、亚声速前缘和边界层中的亚声速部分三种抽吸物理机制; 2. 在非壅塞与壅塞条件下,随着孔径与深度比值的变化,流量系数具有不同的演化规律; 3. 深度是影响抽吸流量的主要因素,孔径是次要因素; 4. 在一定的孔径深度比值下,抽吸在非壅塞条件下具有回流现象,而在壅塞条件下不具有回流 现象.

关键词组：超声速抽吸; 壅塞; 尺度效应; 抽吸质量流率; 进气道; 横向流动

目的:1. 在模拟飞行马赫数4.0条件下,通过直连实验研究先锋氢当量比对煤油燃料冲压发动机点火及稳焰的影响; 2. 通过多种非接触光学测量手段研究超燃冲压发动机内燃烧流场的结构变化和火焰建立等动态过程.
创新点:1. 通过直连实验发现,适量提高先锋氢当量比有利于发动机点火,且先锋氢的存在是发动机稳燃的前提; 2. 得到了超燃发动机点火及燃烧不稳定特征的流场.
方法:1. 通过直连实验,得到监测点压力动态变化数据并对其进行分析(图4和5); 2. 通过光学测量手段,观测流场及火焰动态变化过程(图6~12).
结论:1. 当先锋氢当量比为0.080时,煤油燃料超燃冲压发动机成功点火; 当先锋氢当量比为0.040时,点火失败; 当先锋氢关闭后,超燃冲压发动机熄火. 2. 煤油火焰主要集中于凹槽后缘斜坡且结构是非对称的; 燃烧是不稳定的且伴随着反复的前后移动.

关键词组：超燃冲压发动机; 火焰稳定性; 先锋氢; 煤油; 超声速燃烧

目的:验证三种经典的地磁匹配辅助导航算法在临近空间高超声速飞行器导航中的适用性. 探讨和比较地磁轮廓匹配(MAGCOM)、沿等值线最近点迭代(ICCP)和桑迪亚地磁辅助导航(SIMAN)算法在助推-滑翔高超声速飞行器导航中的实时性、稳定性和定位精度.
创新点:比较分析助推-滑翔高超声速飞行器上的三种地磁匹配算法,并讨论其适用性.
方法:1. 分析地球磁场组成部分的时变特性,并选取地球主磁场作为地磁匹配辅助导航的地磁基准图. 2. 根据三种地磁匹配算法的原理,分别总结出三种算法的流程和步骤; 根据惯性/地磁组合导航的原理,给出组合导航的状态方程和观测方程. 3. 根据世界地磁场模型(WMM)得出地磁基准图,并在简化的助推-滑翔飞行器弹道上对三种算法在不同的磁误差条件下进行仿真验证和比较.
结论:1. 在磁误差很小的情况下,SIMAN算法和MAGCOM算法的定位精度都很高; 在磁误差较大的情况下,SIMAN算法的精度最高. 2. SIMAN算法的稳定性最好,而MAGCOM算法的稳定性最差. 3. SIMAN算法的实时性最好,而ICCP算法的实时性最差.

关键词组：地磁导航; 等值线; 地磁要素; 组合导航; 卡尔曼滤波

目的:针对液/液针栓式喷注器单元,研究其在不同径向射流喷注速度下的一次破碎形态,并阐明在一次破碎下喷雾半锥角的形成、压力场分布、喷雾粒径分布与速度场分布.
创新点:通过流体体积函数转换离散相(VOF-to-DPM)模型,结合网格自适应(AMR)技术还原了针栓式喷注器单元液/液撞击的一次破碎形态.
方法:1. 通过VOF-to-DPM模型完成一次破碎过程中对液相的捕捉; 2. 采用计算流体动力学后处理(CFD-post)模块进行后处理,得到一次破碎下喷雾半锥角的形成以及压力场、喷雾粒径与速度场的分布云图; 3. 在仿真计算过程中使用AMR技术减少计算量,节约时间成本与计算资源.
结论:1. 速度大的径向射流在穿透轴向液膜后会形成一个蘑菇状的头部; 扰动在蘑菇状顶端下方形成涡,有助于蘑菇状顶端边缘破碎的发生. 2. 气动力和表面张力对轴向液膜破碎过程中产生的直液丝和环状液丝的破碎起到重要作用; 由于液滴的聚合现象,轴向液膜的直径在破碎过程中并不是单调递减的. 3. 喷雾半锥角的大小和径向射流速度的大小成正比; 一次破碎首先发生在轴向液膜前沿、径向射流头部以及撞击点附近. 4. 在表面张力的作用下,轴向液膜内边缘的速度较小,直径较大; 当径向射流的速度增大时,轴向液膜内边缘的速度值减小得更加明显.

关键词组：针栓式喷注器单元; 液/液撞击; 一次破碎; VOF-to-DPM 模型; AMR技术