有巨大的性能优势可能提供的超高速冲压喷气发动机(超音速燃烧对于)高速推进的火箭。仍存在着很大的障碍超高速冲压喷气发动机的常规部署进入太空或高速旅行。
图片来源:伤风/马克·沃德
入口与超高速冲压喷气发动机急停是一个特别重要的问题。上游位移或被迫交出原始进口冲击的系统。大流量溢出可以产生的分离所造成的冲击,前面的入口形式,这将减少性能,并导致生产的暴力,加载不稳定的引擎,可能导致其毁灭。
异常操作条件在发动机的燃烧室入口急停的一个潜在原因。这将导致上游压力扰动的传播,可以取代进口冲击系统。作为一个例子,第二次的失败X-51飞行据说是由于这样的一个过程。
因此,有必要研究内部的责任机制燃烧室了解瞬变现象,伴随初期急停可能表现来预测,检测,防止这样的急停事件。
实验配置
所有的实验都是在德国航空航天中心(DLR) HEG(高焓激波隧道哥廷根)设施,反射冲风洞,生殖能力的各种各样的马赫数流动条件从大约6到10。
设备限制了测试几毫秒的时间,允许范围的高速流的研究问题,但制作可视化,特别是不稳定现象,特别具有挑战性。
在目前的研究中,模型配置全面的推动流动路径的再生产HyShot II飞行实验中,第一个成功的测试HyShot计划,由昆士兰大学,澳大利亚。
该计划的目的是在高超声速马赫数超音速燃烧生成参考数据。因此,配置比实际更学术thrust-producing引擎。然而,Hyshot二世被认为是本研究的理想候选,由于简单的设计和方便光学访问。
右边的图1显示了流动路径。摄入由一个简单的18º楔。这个表面的边界层由边界层吞下排气通道,而不是被允许进入燃烧室。燃烧室是常数区域管300毫米的长度,高度9.8毫米和75毫米宽。
约58毫米下游的引入方面领先的氢燃料注入通过四个port-holes wall-normal方向。一个简单的二维扩展构成排气。左边的图1显示了一个示意图在HEG测试区模型。
在这些实验中,HyShot II飞行的飞行条件实验在28公里的高度与风洞被复制。自由流马赫数大约是7.4。产生稳定和不稳定燃烧条件下,氢燃料在不同注入压力。
图1所示。(左)HyShot二世超燃冲压发动机模型的示意图HEG测试区:(一)HEG喷嘴;(b)为氢喷射阀。(右)流路径HyShot二世超燃冲压发动机(倒相对于左示意图):(c)摄入坡道;(d)边界层排气通道;(e)注射位置;(f) cowl-side燃烧室壁;(g) injector-side墙;(h)排气的表面。图片来源:Cavitar。
可视化的流动和燃烧特性是本研究的一个重要组成部分。因此,提供光学访问几乎整个燃烧室,窗户被安装在模型。
与传统z形纹影安排第一种成像实现。第一个流密度的空间导数是可视化的纹影技术,使其可用于成像特性,比如冲击,边界层,不可压缩流和剪切层。
HEG等设施,高速纹影成像是富有挑战性的,由于测试时间短、创造的大量self-luminosity热气体在测试流程。有潜力的光源被这光度。
光度的问题是进一步加剧,如果在这种情况下,流燃烧。这个问题是克服利用CAVILUX智能照明激光可视化。这是因为它是可能的光路中插入一个窄的带通滤波器由于单色自然产生的光,这有效地移除self-luminosity。
斑纹和绕射边缘通常与激光光源也消除了与非相干光的性质。短脉冲持续时间(这里~ 30 ns)的另一个优点是这种光源,因为它有效地冻结流结构。的CAVILUX聪明采用结合日本岛津公司HPV-1高速相机,16或32 kfps的帧速率。
哦*化学发光可视化是第二种类型的成像,还用日本岛津公司HPV-1(没有一个光源)。在氢的燃烧哦是中间产品,因此,电子的浓度激动激进,哦*,可以提供一个良好的火焰爆发的迹象。
进一步的优势哦*是它发出强烈的波长区间窄(310海里)附近。这意味着,如果一个狭窄的带通滤波器的波长被放置在镜头面前,视线可以获得这种激进的强度分布。联系燃烧室内部的流动和燃烧特性可以通过结合纹影和哦*化学发光可视化。
结果
低氢注入压力导致燃烧室内部稳定燃烧条件下的发展。
纹影和哦*可视化流的地区接近注射位置(大约80毫米长)如图2所示。
图2。(上图)纹影图像的流HyShot II燃烧室附近注射位置(在左下角)稳定燃烧条件。(下图)哦*化学发光同一地区的形象。图片来源:Cavitar。
在每张图片的左下角是注入port-holes。纹影图像,桶时所产生的震动注射氢和传入的测试流之间的相互作用是明确的,还有几的倒影下管。
也可见喷射飞机本身;有一个很好的指示冻结湍流结构的短激光脉冲持续时间。
应用笔记研发燃烧纹影成像Cavitar有限公司可以在这里找到:www.cavitar.com。
有一个近似的穿透深度一半的下游端管高度的可视化窗口。没有证据的哦*燃烧图像发生直接的注入。相反,似乎开始燃烧injector-side墙附近的第一反映筒冲击。
因此,似乎有足够的温度和压力的增加冲击将热氢在边界层的注入喷射点火条件。直到第二反射筒冲击,燃烧是孤立的边界层。这种“踢”火焰进一步进入管道和加剧燃烧。因此,有明显的联系显示这些图像之间的流动和燃烧特性。
图3。准同步的纹影和哦*化学发光瞬变流动的可视化(附近)附近的注射器,(右)在中央燃烧室。图片来源:Cavitar。
是指出从压力传感器测量压力扰动开始开发和传播上游注入氢气的量增加,这暗示出现急停。目前还不清楚这种扰动的性质是什么,因此,高速可视化被捕不稳定的发展。图3显示了这些序列。
序列流的地区接近注射位置左栏所示。在最初的1.4,可以看出,这张图片是类似于稳定的燃烧情况。观察到的明显弱点燃烧解释的事实哦*图像的曝光时间减少。
冲击结构首先看到的是cowl-side墙上的纹影图像3.5女士,有一个附带的膨胀特性哦*形象。这些上游继续,直到约4.4 ms准稳定的配置。
下游的喷油器,冲击提出cowl-side墙上并立即位于下游的撞击点冲击injector-side墙上是主要的燃烧区域。分离流的发展地区injector-side墙上建议哦*的外观结构上游移动时。
停留时间的增加在这些地区大大提高氢气点火。这个解释还支持非定常流结构的纹影图像。7.0毫秒,冲击结构继续注入器上游移动过去。然而,因为这是稳定后测试时间可能是由于不稳定的流入,随后发展条件。
对应的图像从中央下游燃烧室右边图3中所示。冲击火车cowl-side墙上了,可见从2.5毫秒;这个冲击火车迅速加强,向上游移动。
在超燃冲压发动机燃烧器,这种冲击火车通常源于两种机制之一:边界层分离所造成的不良压力梯度,或热窒息引起的过度热释放驱动流声波条件。
的逐渐强化燃烧的哦*图像。然而,哦*功能,遵循冲击火车运动尤其是缺席,这表明激波串发展不是与层分离,而是热壅塞的结果。这与先前的调查这个配置的结果。边界层分离的上游序列必须,因此,开发在晚些时候火车激波的传播。
结论
不稳定流动和燃烧现象导致急停在一个模型研究了超燃冲压发动机引擎通过高速纹影可视化使用CAVILUX智能激光和哦*化学发光成像。
初期的急停看似冲击的形式训练开始在中央燃烧室和上游传播。边界层分离是排除不稳定发展的主要机制通过比较纹影和哦*图像。负责机制因此认定为热壅塞由于过度释放热量。
确认
从材料最初由斯图亚特·劳伦斯亚博网站下载(博士)从德国航空航天中心(DLR),哥廷根。
这些信息已经采购,审核并改编自Cavitar提供的材料。亚博网站下载
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