多模态燃烧室凹腔点熄火性能试验研究

摘要：

21世纪以来,人类对高超声速技术的研究进入新阶段,无论是快速响应的航天飞行器,还是高速巡航的航空飞行器,都需要有重大的技术突破,而动力系统仍是制约其发展的重大瓶颈之一.其中以涡轮发动机为基础,通过与冲压发动机相组合而获得的动力系统称为涡轮基组合循环发动机,简称TBCC.由于串联式TBCC具有布局结构紧凑、附加阻力小的有点,且当前已有大量涡轮发动机以及冲压发动机理论和试验基础,方案可行性高,因此是国内外的重点发展方向.其中多模态燃烧室在起飞时作为加力燃烧室,又随着飞行马赫数的增加逐步过渡到冲压燃烧室,同时还需要经历涡轮模态到冲压模态的转换过程,与一般的涡轮发动机加力燃烧室相比,多模态燃烧室进口流动状态变化大、燃烧室工作包线宽、工作条件苛刻,这给燃烧室的燃烧组织等提出更高的要求.

在线出版日期：2020-07-20（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）

页数：共3页

页码：29-31