为了探究波瓣喷嘴径向分级方式对流场组织方式的影响,搭建了13点波瓣喷嘴径向分级燃烧室冷态水模实验台。对比辛辛那提大学测试的一系列燃烧羟基发光实验,选取空载、部分载荷、巡航和起飞4种对应的工况,对当量比、燃料喷射方式和燃料喷射比例等因素下波瓣喷嘴径向分级燃烧室内的流场涡系结构、涡量值、燃烧多物量场以及燃烧特性,进行了数值研究。结果表明在不同影响因素下,波瓣燃烧室的羟基火焰场变化规律与旋流燃烧室羟基发光实验变化规律基本相同,但其火焰场形状存在较大差别。局部当量比对燃烧室的相关燃烧性能影响较大。较低当量比、3级空气和燃料喷射方式以及将先导回路燃料流逐渐转移到外部回路的条件下,燃烧室的温场、火焰场分布比较均匀,出口温度场品质较好,燃烧效率较高,NOX排放量比较低,与冷态实验结果基本符合。...

为了研究高超声速流激波边界层干扰特性,选取HIFi RE-2(The Hypersonic International Flight Research Experimentation2)项目的高超声速流道为研究对象,采用k-ωSST模型在无燃油工况下模拟计算地面试验过程,所得计算结果与试验结果接近。在此基础上,分析激波边界层干扰过程、流动分离现象及入口马赫数对气动热影响。结果表明:随着入口马赫数增大,激波角变小,激波强度提高,在尾喷管中激波反射次数减少;随着入口速度增大,边界层分离区范围变小,回流区的位置逐渐向下游移动;加入气动耗散项后,流场的温度有一定升高,最大温升约为50 K。