【摘 要】
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随着高超声速飞行器的技术发展,拓展双模态冲压发动机的工作范围并提高其性能具有重要的意义.本文对不同燃烧室工作模态的判断方式和热力特性进行了实验研究.利用直连式试验
【机 构】
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中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190
【出 处】
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高温气体动力学国家重点实验室2016年度夏季学术研讨会
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随着高超声速飞行器的技术发展,拓展双模态冲压发动机的工作范围并提高其性能具有重要的意义.本文对不同燃烧室工作模态的判断方式和热力特性进行了实验研究.利用直连式试验系统,对来流马赫数2.5的双模态燃烧室模态转换的所需的不同当量比条件下进行了实验.实验中采用了多种测量方式:壁面压力、喷油流量的同步测量,尾部吸收光谱的截面扫描,CH*发光的高速拍摄..应用了考虑释热分布的一维模型,获得了不同加热比条件下隔离段和燃烧室模态转换过程中的参数变化.实验结果表明,随着燃烧室加热比的逐渐增大,燃烧模态实现转换,隔离段特性由于激波串的作用产生突变,但模态的判断和燃烧室性能的变化主要受气动和燃烧状态的耦合影响.
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