燃烧过程对高超声速进气道流动及不起动失稳特征的影响机理

The investigations of shock train characteristics in an isolator, inlet unstart instability processes and instability characteristics have to take into account the effect of supersonic combustion process for a scramjet engine. In contrast with the throttling device simulating combustor backpressure, the particularity of supersonic combustion process is in below: 1) the throttle cones show mechanical throttling，and the combustion processes show the coupling effect between mechanical throttling and thermal throttling. 2) the throttle cones show fixed boundary conditions, and the combustion processes show non-fixed boundary conditions. The effect of these particularities on shock train characteristics (steady and dynamic characteristics), inlet unstart instability processes and instability characteristics is great, it is a new research issue from viewpoint of the coupling effect between supersonic flow and combustion, and it is worth studying. The project is proposed to study the effect mechanism of supersonic combustion process on inlet flow and unstart features by numerical simulation and ground experimental platform. Through this project, it is expected to obtain the steady and dynamic characteristics of shock train in an isolator and inlet unstart instability features from viewpoint of the coupling effect between supersonic flow and combustion, and a piece of inlet start/unstart judging criterias which can be used for a real scramjet engine.

对于超燃冲压发动机来说，隔离段激波串特性、进气道不起动失稳过程和失稳特征方面的研究必须考虑超声速燃烧过程的影响。与常规利用节流锥模拟燃烧室反压相比，真实燃烧过程带来的特殊性主要表现为：1）节流锥表现为机械节流效应、而燃烧过程表现为机械节流和热节流双重效应；2）节流锥表现为固定边界条件，燃烧过程表现为非固定边界条件。这些特殊性对隔离段流动特性（激波串稳态特性和动态特性）、进气道不起动发展过程和失稳特征均有较大影响，也是在超声速流动-燃烧耦合视角下的一些新问题，值得关注和研究。 本项目提出利用数值模拟和地面实验平台，研究燃烧过程对高超声速进气道流动及不起动特征的影响机理。通过本项目研究，有望获取超声速流动-燃烧耦合视角下激波串的稳态特性和动态特性的变化规律，得到超声速燃烧作用下进气道不起动失稳特征，发展一套可用于超燃冲压发动机实际飞行的进气道起动/不起动判断准则。

高超声速进气道是超燃冲压发动机的关键部件之一，起动状态是其正常、高效工作的前提。但是高超声速进气道不起动状态是不可避免的。当处于不起动状态时，超燃冲压发动机性能将会急剧下降，甚至可能引发飞行事故。受多种因素的影响，高超声速进气道不起动存在多种模式。掌握高超声速进气道不起动多模式流动机理及失稳特征是高超声速进气道不起动控制的关键，因此我们开展了以下4个方面的工作：.研究高超声速进气道不起动过程，发现边界层分离对高超声速进气道不起动起着主要作用。分析超额定工况下进气道工作模式，观察到气道局部不起动。进气道外压缩激波在唇罩处反射由规则反射转变为马赫反射是局部不起动发生的原因。改变唇罩角和外压缩激波在唇罩入射点下游压力，观察到局部不起动/起动转换具有迟滞性。.研究亚额定/超额定工况低总焓、高总焓来流下燃料喷射和高总焓来流下燃料燃烧引起高超声速进气道不起动过程，发现高总焓来流下燃料燃烧下激波串向上游运动更容易出现振荡现象。当燃烧室反压振荡时，激波串以相同频率跟着振荡，但是它跟反压振荡存在时滞。.通过数值模拟研究了高超声速进气道常规不起动/起动、局部不起动/起动和局部不起动/常规不起动工作模式转换的突变特性，研究了用于研究非连续变化和突变现象的突变理论，分析了高超声速进气道多种工作模式转换的突变模型。利用数值模拟，获取了由来流条件和燃烧室反压变化引起的高超声速进气道多种工作模式转换特性，研究了高超声速进气道不起动/起动转换的可达路径。.研究了基于空气流量测量的进气道不起动监测，提出了一种基于惯性导航系统和前体壁面压力测量的预估-校正方法来测量进气道空气流量。研究了利用进气道喉道附近壁面动态压力信号的时域和频域特征来监测进气道不起动的方法，并提出了利用时间序列分析，基于AR建模AIC值、模型残差方差和K-L信息距离等不起动监测方法。以上方法可以准确监测并识别高超声速进气道不起动失稳特征。