超声速燃烧

摘要： 高动态频响传感器及作动机构是高性能控制系统FADEC的关键技术之一。开发了一种基于被动火焰自发光谱的内窥式光纤火焰传感器进行光学诊断,初步验证了光纤火焰传感器数据的燃烧过程感知价值。基于中国科学院力学研究所的直连式超声速燃烧实验台,模拟了来流总温1475 K、总压1.68 MPa、马赫数5.6的发动机工作状态。在不同当量比和动量通量比条件下,使用新开发的内窥式光纤火焰传感器,测量了以CH*表征的燃烧释热率和以C_(2)*/CH*表征的局部当量比。结果表明:内窥式光纤传感器可感知燃烧室释热率的时空演变特性;内窥式光纤传感器可感知频域燃烧振荡特性,实验表明燃烧过程可能存在展向的热声振荡现象;内窥式光纤传感器C_(2)*/CH*光信号可感知局部当量比的时空演变特性,结合CH*光信号可应用于混合场与燃烧场关联性的研究;局部火焰质心位置的统计特征表征了剪切层稳焰模式和射流尾迹稳焰模式。

摘要： 吸气式高超声速飞行在空间运输和国家空天安全领域具有极高价值,超燃冲压发动机是其核心动力装置.目前飞行马赫数4.0~7.0超燃冲压发动机技术日趋成熟,发展更高速的飞行动力技术成为今后临近空间竞争焦点之一.本文对飞行马赫数8.0~10.0的高马赫数超燃冲压发动机技术进行了分析和综述.首先论述其亟待解决的关键问题和技术,分别包括高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混与燃烧强化技术、高超声速燃烧与进气压缩的匹配及工作模态、高焓低雷诺数边界层流动及其控制方法、高焓低密度流动/燃烧的热防护技术,以及高马赫数发动机的地面试验风洞技术.然后,进一步介绍了国内外高焓激波风洞与驱动技术以及国内外典型的地面和飞行试验进展.进而针对推进和热防护的总体性能评估、高马赫数发动机内凸显的高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混和燃烧强化技术综述了相关研究进展及结论,讨论了高马赫数超燃冲压发动机的可行性以及各关键技术的特点.最后进行了总结并对后续研究提出了几点建议.

摘要： 斜爆轰发动机和激波诱导燃烧冲压发动机在高马赫数吸气式发动机中具有重要应用前景,但是斜爆轰发动机是否具有足够大的净推力,还是一个未知的问题,因此需要对高马赫数冲压发动机的推进性能以及提高推力的方法进行理论研究.本文主要分为3部分.第1部分理论研究了超燃冲压发动机中的爆燃波和爆轰波的传播特性.保证发动机稳定燃烧是提高推力的前提.通过对爆燃波和爆轰波传播特性研究,得到了影响发动机燃烧稳定性的关键参数和物理规律.第2部分研究了发动机处于热壅塞临界状态下的燃烧规律和推力特性.在临界状态下,燃烧室入口气流速度正好等于爆轰波传播速度,二者处于平衡状态,这是发动机推进性能的理论上限.第3部分研究了提高高马赫数超燃冲压发动机推力的理论方法.对于高马赫数冲压发动机,燃烧室入口气流速度远远大于爆轰波的传播速度,这部分速度差就是提高推力的理论空间.对于马赫数Ma≥12的超燃冲压发动机,理论上燃烧产生的爆燃波或激波不会引起发动机不起动,因此可以通过进一步添加燃料和氧化剂的方法来提高其推力.理论分析结果表明,对于高马赫数超燃冲压发动机,不但燃烧流场是容易稳定的,而且可以有很多方法来进一步提高推力.

摘要： 高保真度空天发动机数值模拟通常基于快速化学反应火焰面假设,即超声速燃烧反应的特征尺度小于湍流Kolmgorov尺度,该模型方法对于氢气燃料仿真计算结果较好,但对于乙烯等碳氢燃料仍需进一步研究.受限于极端环境特种非接触测量技术,目前尚未见超声速燃烧火焰分区判别的实验研究,导致目前超声速燃烧火焰面模型适用性以及分区燃烧物理模型认识不清,进而也制约了数值发动机技术发展.本工作基于自主研发的MHz发动机内窥光纤传感器,针对单边扩张双模态冲压发动机超声速燃烧火焰分区开展实验研究,通过化学自发光信号的最小香农熵定义超声速燃烧的特征时间τ_(sc),根据理论方法和来流工况估算了超声速燃烧的流动特征时间,结合分区燃烧理论分析了双模态超燃冲压发动机内碳氢燃料燃烧的分区情况.通过燃烧分区情况以及与泰勒尺度的比较结果,验证了碳氢燃料超燃冲压发动机典型飞行条件下燃烧室内超声速燃烧处于旋涡小火焰区域(Re=50 000;Da∈1.80~2.60, B区),多尺度湍流涡结构发挥重要作用,并随着相对于泰勒尺度的不同大小,分别对应了不同尺度的涡结构主导该过程.同时给出了当量比、通量比以及来流马赫数对燃烧特征时间的影响规律.实验发现,在一定范围内随着当量比增加燃烧逐渐增强,并且增强效果明显强于通量比的影响;而通量比的变化会使得燃烧出现分岔等情况;来流马赫数的变化对于燃烧的影响效果更为明显,也表明了宽域来流影响作用机制是未来宽域湍流燃烧理论研究的重要方向.

摘要： 超燃冲压发动机燃烧室工作在高马赫数工况时,入口来流空气的总焓非常高,自点火在高焓条件下成为维持火焰稳定的重要物理化学过程.本文借鉴火焰面/进度变量模型的降维思路,发展了一种基于化学动力学的自点火建表方法.通过定义混合分数和进度变量将复杂多维的化学反应降维,并成功将数据库方法结合到现有的大涡模拟求解器中.经过测试和验证,该方法初步具备对超声速自点火燃烧进行仿真描述的能力.针对自点火诱导的超声速燃烧问题开展数值模拟,该方法通过查表的方式有效降低了化学反应求解过程中的计算量.在采用详细化学反应机理时能够准确地再现自点火行为和火焰结构,并且预测的温度和重要组分分布与实验吻合较好.

摘要： 基于中国科学院力学研究所的JF-24激波风洞,通过开展高马赫数超燃冲压发动机的直连试验,研究了高马赫数燃烧的强化方法以及燃料类型对燃烧的影响.试验段是采用凹腔结构的圆截面燃烧室,喷孔布置在隔离段,燃料分别是氢气和乙烯,当量比均为0.7.燃料喷注分别采用无支板和小支板两种构型,后者部分喷孔位于小支板顶部.两种构型均设置了流向近距双排喷孔,可分别进行单环和双环喷注.试验结果论证了飞行马赫数10.0条件下氢气和乙烯在超高速气流中的稳定燃烧性能.并且,相比于单环喷注,双环喷注以及补充小支板可以强化燃烧.推测其原因是双环射流和激波/分离结构的近距离交互作用很可能改善掺混,而补充小支板顶部喷注还能利用更多空气组织掺混.在同样采用双环耦合小支板顶部喷注的强化措施下,氢气与乙烯燃烧效率接近,但氢推力性能更优.这是因为较高热值氢的释热更多.此外,试验还证明了在当前来流条件下,释热受控于掺混,且高温离解效应限制释热上限.这是由于释热降低流速且提高静温,使高温离解的吸热效应更加显著.

摘要： 等离子体射流作为一种有效的点火助燃方式在超声速燃烧室中得到了广泛的应用,但是目前大都是与传统的壁面燃料喷注方式相结合,而与中心燃料喷注方式的结合较少。为了扩大燃烧范围,本文将等离子体射流引入了带有交替尾缘结构的支板-凹腔燃烧室中。通过三维数值计算,研究了超声速气流中支板燃料喷注总压、凹腔燃料喷注总压、等离子体射流喷注总压和等离子体射流介质对燃烧特性的影响,分析了不同喷注条件下的燃烧场结构、壁压分布、燃烧效率和燃烧室出口水组分的分布情况。研究结果表明:燃烧效率随着支板燃料喷注总压的增加而降低,但当在合适的范围内增加支板燃料喷注总压时,燃烧室下游的燃烧区域也有所增加。当凹腔燃料喷注总压在0.5~2.0 MPa的范围内增加时,燃烧室的燃烧区域和燃烧效率都有明显提升;但过度地增加凹腔燃料喷注总压,由于燃料的混合受限,燃烧效率急剧下降。随着等离子体射流喷注总压的增加,凹腔剪切层的高度抬升,凹腔内的混气当量比也得到改善,有效地促进了燃烧。当等离子射流的喷注总压为1.25 MPa时,燃烧效率达到最高的82.1%。不同等离子射流介质的助燃效果有着显著的差异。当等离子射流的介质为O2时,对燃烧室的助燃作用最为明显。

摘要： 先进发动机是航空工业的核心技术,而吸气式高超声速发动机一直是宇航飞行技术研发的首位难题.发动机的性能依赖于其能量转换模式和燃烧组织方法,相关理论研究具有基础性和启发性意义.论文首先讨论了超声速燃烧,它一直是超燃冲压发动机技术的理论基础.然后综述了相关研究进展,提出了吸气式高超声速冲压推进技术的3个临界条件,或者称为临界参数.第一临界条件针对超声速气体流动中燃烧发生部位的亚声速或超声速状态的判定问题,由此可以揭示上行激波的产生机制,也能够作为燃烧后气体流动状态的判定条件;第二临界参数定义了在当量比燃烧条件下吸气式高超声速冲压发动机的稳定运行马赫数,是发动机设计需要考虑的必要条件.第三临界参数给出了对应CJ斜爆轰的楔面角度,其物理基础是爆轰临界起爆状态.最后总结了驻定斜爆轰冲压发动机的实验研究进展,论述了作为未来高超声速飞行动力的可行性.

摘要： 在马赫数2.0,总压0.98 MPa和总温920 K的超声速来流条件下,针对现有常见的凹腔组合式燃料喷注方案出现的燃烧不稳定和火焰吹熄现象,通过改变凹腔上游壁面双路燃料喷注的位置,设计了两种优化的凹腔组合式喷注方案,并对不同燃料喷注方案下的火焰稳定过程进行研究.通过高速摄影和CH*基自发辐射成像技术,详细观测了后缘突扩凹腔燃烧室中乙烯火焰传播过程.研究表明,原始的喷注方案容易发生火焰振荡,并伴随着火焰回传现象以燃烧模式的转换;当量比超过0.3时,就难以实现稳定燃烧,并出现火焰吹熄现象.两种改进的喷注方案均能增强燃料射流与凹腔的相互作用,可在更宽燃料喷注当量比范围内维持火焰不被吹熄.相比于增加上游喷注与凹腔前缘距离的喷注方案而言,增加双路燃料喷注之间距离的喷注方案的稳焰效果更好,燃烧反应区也更加靠近凹腔前缘,燃烧释热也更强.这种喷注方案可为超燃冲压发动机燃烧室中凹腔燃料喷注方案的优化设计提供参考.

摘要： 为分析超声速燃烧室中的火焰振荡特性,以氢气为燃料,采用高速化学发光测量对两种当量比下凹腔燃烧室中的火焰发光图像进行了采集,时间重复频率为100 kHz.通过对所采集的图像进行统计学分析,包括时均分析、标准差分析、本征正交分解(POD)分析、剪切层火焰面速度振荡分析,研究了凹腔内燃烧振荡的宏观模式及瞬态特性.结果表明,当量比为0.3和当量比为0.2的工况,火焰均稳定在凹腔内部,且火焰稳定位置和表面积都极为相似,当量比为0.3时在超声速主流区发现明显的火焰信号,分析是由较大的燃料射流形成的弓形激波导致的.POD结果表明,两组工况下凹腔燃烧室中火焰的振荡以凹腔内部流动方向的振荡为主,同时复合了凹腔内部各个回流区与剪切层相互作用的振荡.剪切层的火焰面振荡速度表明,低当量比下火焰在剪切层附近的振荡更为剧烈,平均的振荡速度接近高当量比工况的2倍.

摘要： 开发了中国第一套航空燃料燃烧机理自动生成软件Reaxgen,实现了单组分和混合组分烷烃分子裂解和高、低温燃烧反应机理的自动生成.进行了航空煤油替代燃料和裂解详细机理的优化和实验验证和燃烧机理的简化、分析，完成了燃烧室内超声速燃烧流场RAMS方程计算程序开发。

摘要： 本项目进行了超声速燃烧火焰传播过程与稳焰机理研究、碳氢燃料超声速火焰稳定特性与规律研究、超声速燃烧中特征尺度分析、超声速燃烧稳定性拓展新方法、超声速燃烧组织和超声速燃烧大涡模拟。

摘要： 本文通过变马赫数直连台进行了动态变马赫数过程中的燃烧试验.实验通过调节加热器的进气参数和变几何喷管喉道面积得到动态变马赫数过程,燃烧室入口Ma2.6至Ma3.08的动态变化过程模拟典型飞行轨迹.燃烧室测量主要有沿程压力、纹影以及推力增益.获得了燃烧模态转换的压力变化特征,以及模态转换过程中燃烧区域波系的变化.

摘要： 为研究凹腔稳焰结构的超声速燃烧火焰结构分布机理,采用FGM燃烧模型结合大涡模拟的方法模拟超声速燃烧现象,并于相关实验进行了对比,计算结果与实验结果符合较好.计算结果表明,采用本文方法能够较好的模拟气体横向射流燃烧区域的火焰结构,同时能较清晰的捕捉流场中涡结构及波系分布.激波扰动,有利于剪切层流动向湍流转化,进而有利于来流空气与燃料的混合.计算结果可为超燃冲压发动机燃烧机理研究提供参考.

摘要： 超声速气流中的自点火过程广泛存在于高马赫飞行工况下的冲压发动机中,对其过程的了解有助于认识超声速燃烧的本质,为发动机优化设计提供参考.本文基于开源程序OpenFOAM对昆士兰大学空气来流分别为6.25Ma(冷态)和6.42Ma(热态)的模型发动机进行了H2自点火过程进行了2D的大涡模拟研究.首先,通过统计平均的数值模拟结果与文献数据进行了对比,验证了文中所使用的数值模拟方法;随后,对H2自点火过程进行了分析,根据流场中的羟基(OH)、水(H2O)和氢气(H2)质量分数的分布表征了自点火过程的三个阶段:分离区(回流区)点火、近壁面区燃烧和火焰稳定.

摘要： 获资助以来已开展的工作及取得的主要进展有超声速湍流边界层和激波/湍流边界层干扰DNS研究、超声速点火燃烧机理与燃烧过程控制研究、超燃冲压发动机进气道/燃烧室相互作用机理研究等。

摘要： 国际上目前有关利用LIBS进行碳氢燃料/空气局部当量比的测量多数是局限在低碳数的简单碳氢燃料在低压预混火焰燃烧器上进行的实验研究,由此得到的实验数据并不能直接应用于煤油等复杂燃料的超声速燃烧过程,因为煤油属于高碳数碳氢燃料的复杂混合物,其击穿阈值、光谱特征等都与低碳数的碳氢燃料有较大区别.而且煤油的超声速燃烧为高压扩散火焰,压强增大时LIBS光谱中原子谱线的线型、发光几率、寿命等都会随之发生变化,影响LIBS中各原子之间的谱线相对强度比,从而影响LIBS定量测量的结果.因此,利用LIBS进行煤油等真实燃料超声速燃烧诊断时,不仅需要对常压下煤油等燃料进行LIBS标定实验,还必须事先对高压下的煤油/空气混合气样品进行LIBS定量测量局部当量比的标定实验研究,并考虑由压强问题而导致的对测量结果准确性的影响.另外,值得注意的是煤油是一种地域性很强的复杂的碳氢燃料混合物,以航空煤油为例,它由成百上千种成份组成,包括多种直链/支链烷烃、烯烃、环烃和芳烃等,其具体成份随产地、厂家和年份等因素的不同而不同,因此,针对特定型号(如国内典型的喷气燃料,大港油RP-3型)的煤油需要进行必要的具体实验研究.

摘要： 可调谐二极管吸收光谱技术(TDLAS)可同时进行多组分、多参数测量,其极强的环境适应性使其适于应用在直连式超燃试验台中.然而TDLAS是沿光程的积分测量,为提高其空间分辨能力,结合层析成像术(CT),发展了基于TDLAS的二维断层成像术(TDLAT).将TDLAT系统用于直连台燃烧室出口,获得了静温/水蒸气浓度的动态二维分布信息.测量系统采用8×8路正交光束,4个测量波长:7185.6cm-1、7444.3cm-1、6807.8cm-1和7466.3cm-1,测量频率2.5kHz,使用模拟退火算法(SA)进行数据重建.反演得到的展向温度和浓度分布,能够用于分析燃烧展向燃烧区域分布和释热特征,动态的二维参数分布数据还能用于判断燃烧展向振荡现象,实验数据对超燃一维分析模型和CFD计算也可提供重要参考.利用4个DFB激光器的分时控制，实现了多/超光谱产生，并基于此光源，构建正交束TDLAS-HT系统。成功应用于超燃直连台，获得燃烧室出口截面静温和水蒸气分压的二维动态分布。该TDLAS-HT系统具有极强的适应能力，适于在超燃直连台上开展应用研究。并已获得了不同工况，不同时刻的气流静温和浓度信息。该系统的测量频率为2.5kHz，使用光路总数16，波长4个。该技术对于超燃基础研究具有重要意义，因为气流参数的展向分布此前无法获得，大量的截面量化静温和浓度，能为超燃的燃烧室设计和性能评估提供关键数据。同时，该方法的应用，能为CFD计算提供验证数据，也能为超声速燃烧机理研究，开辟新的试验道路。

摘要： 本文采用直接数值模拟的方法对带有燃烧及不带有燃烧的超声速圆湍射流进行数值研究,基于射流出口直径和射流速度的雷诺数为22000,射流马赫数为1,2,计算化学反应时采用LI的9组分19反应详细化学反应机理.研究发现,燃烧会使得射流中心线轴向速度线性衰减率增大,造成混合效率下降;燃烧延迟了射流半宽的发展,但是却使射流扩张率增大;燃烧推迟了流向涡的破碎,进而造成转捩推迟.本文工作主要是为以后进一步研究燃烧对湍流的影响打下基础.

摘要： 本文采用直接数值模拟的方法对带有燃烧及不带有燃烧的超声速圆湍射流进行数值研究,基于射流出口直径和射流速度的雷诺数为22000,射流马赫数为1,2,计算化学反应时采用LI的9组分19反应详细化学反应机理.研究发现,燃烧会使得射流中心线轴向速度线性衰减率增大,造成混合效率下降;燃烧延迟了射流半宽的发展,但是却使射流扩张率增大;燃烧推迟了流向涡的破碎,进而造成转捩推迟.本文工作主要是为以后进一步研究燃烧对湍流的影响打下基础.

摘要： 本发明实施例公开了超声速和高超声速风洞流场湍流度的计算方法及装置，获取风洞流场激波后的原始总压数据，并将每一时刻的原始总压数据分解为不含脉动的波后总压数据和实际的波后总压脉动数据；根据预先获取的风洞流场对应的压力脉动换算系数和每一时刻的各实际的波后总压脉动数据，分别计算各实际的波后总压脉动数据对应的实际波前静压脉动数据；将各实际的波后总压脉动数据根据特征时间分成多个数据段；根据各不含脉动的波后总压数据的平均值按照第一预设公式计算风洞流场在预设时间段内波前静压的平均值，并根据波前静压的平均值以及各实际波前静压脉动数据按照第二预设公式计算每一数据段对应的湍流度。本发明可提高湍流度的计算精度。

摘要： 本发明公开了一种超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，应用于超声速和高超声速静音风洞喷管中，该超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法包括步骤：获取当前试验气体流量和当前抽吸气体流量；根据获取的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量，计算出当前抽吸率。本发明提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，通过获取高超声速静音风洞喷管的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量来计算当前抽吸率，并通过计算出的当前抽吸率来评估高超声速静音风洞喷管的性能水平，以调整出最佳状态的抽吸率，从而提高喷管性能和流场品质，大幅降低喷管的湍流度和噪声，达到静音风洞的水平。

摘要： 本发明首先公开了一种超声速剪切层模化算法，选取气流压力和气流角度为迭代变量，基于离散流场中的已知点的气动参数，采用预估—校正的方法不断迭代，直到迭代变量间的相对误差小于预设阈值，迭代变量收敛；基于所述预估‑校正思想完成超声速剪切层点的求解；同时还提供了基于所述超声速剪切层模化算法的多通道最大推力组合喷管设计方法，包括上游通道Ⅰ、通道Ⅱ反设计求解、初值面下游混合段流场求解、剪切层模化求解、喷管尾喷管壁面坐标求解、最大推力喷管控制点求解和最大推力喷管控制面求解；本发明基于压力‑气流角平衡的思想提出了一种剪切层模化算法，将流场结构融入喷管设计之中，消除了流场中复杂的流动结构。

摘要： 本发明提供了一种超声速/高超声速湍流时间演化特征的确定方法及装置，首先基于预先确定的流场区域的流速数据，确定待测量湍流的拍摄区域及拍摄时序；然后基于拍摄区域及拍摄时序，获取待测量湍流的图像序列；最后基于待测量湍流的图像序列，确定待测量湍流的时间演化特征。本发明中，考虑到流场区域包括多个流速不同的子区域，湍流在各个子区域的速度不同，确定了对应于湍流在演化过程中的结构变化的拍摄区域及拍摄时序，进而获取到能够准确反映待测量湍流结构变化的图像序列，从而提高了对湍流随时间演化特征的测量精度。

摘要： 本发明公开了一种高超声速飞行器翼稍小翼折叠机构和高超声速飞行器，折叠机构包括：第一翼体和第二翼体；第一翼体具有插槽，第二翼体具有插接板，插接板插入所述插槽并通过转动轴铰接；第一翼体上具有驱动单元和蜗杆，驱动单元输出轴与蜗杆连接；所述插接板端部为蜗轮，所述蜗轮与蜗杆啮合驱动第二翼体绕转动轴转动。该折叠机构能使翼稍小翼与机翼成任意角度，阻止气流的展向流动，达到提高机翼升力的目的。

摘要： 本发明公开了一种高超声速进气道唇口控制装置和高超声速飞行器，高超声速进气道唇口控制装置，其特征在于，包括可动唇口板和调节机构；所述可动唇口板具有封口面；所述可动唇口板设置在机身底板底部；所述封口面与机身底板上的高超声速进气道接触；所述调节机构与所述可动唇口板连接，用于驱动所述调节板平动进而改变高超声速进气道开口的大小。通过前后平移唇口板，改变进气道唇口位置，提高进气道在非设计状态下性能，保证进气道在较宽的飞行马赫数范围内稳定工作。同时，该控制装置结构简单，易于实现。

摘要： 本发明公开了一种串列式超声速及高超声速风洞及其稳流方法，属于串列式超声速及高超声速低湍流度风洞及静风洞设计领域，通过将多孔材料置于串列式超声速及高超声速风洞的安定段内，可以在不破坏流场结构的同时对声波、涡波和熵波这些扰动波进行一部分的吸收，同时多孔材料具有较强的结构强度，可以在较大马赫数范围内承受超声速及高超声速风洞中产生的强激波冲击而内部结构不被破坏。将多孔材料垂直置于串列式超音速风洞的安定段中时，多孔材料构成的主体吸收流场扰动，减弱激波强度，将流动分离产生的大分离涡进行过滤，进而提高超声速及高超声速风洞试验段入口的流场均匀度，提升风洞实验的可信度。

摘要： 本发明提供了一种超声速燃烧室壁面凹腔结构及包含其的发动机燃烧室。该超声速燃烧室壁面凹腔结构包括安装座（10），安装座（10）内设置有燃烧室壁面凹腔（40），燃烧室壁面凹腔（40）的位于空气进入侧的上游设置有导流孔（22），导流孔（22）的下游对应设置有凹腔上游燃料喷孔（21），凹腔上游燃料喷孔（21）靠近导流孔（22），凹腔上游燃料喷孔（21）下游设置有与导流孔（22）相连通的导流孔出口（27），导流孔出口（27）连通至凹腔上游燃料喷孔（21）。根据本发明的超声速燃烧室壁面凹腔结构，结构简单，能够在点火前促进凹腔内燃料点火，点火后增强燃料射流燃烧。

摘要： 本发明公开一种基于卷积神经网络的燃烧室燃烧模式检测方法，该检测方法包括S1采集原始数据，将原始数据划分为若干数据样本，形成数据样本集；S2将数据样本集随机划分为训练集、验证集和测试集，并对训练集、验证集和测试集中的数据进行预处理；S3搭建能够实现将数据样本中特征映射到对应燃烧模式的卷积神经网络模型；S4训练模型，并对模型进行验证和效果评估，获得燃烧模式检测模型；S5利用燃烧模式检测模型对未知燃烧模式的待检测样本进行检测。本发明提供的基于卷积神经网络的燃烧室燃烧模式检测方法无需对数据特征进行人工设计和提取，可以直接利用超声速燃烧室工作过程中采集的原始数据有效实现燃烧模式检测。

摘要： 本发明提供了一种超声速燃烧室壁面凹腔结构及包含其的发动机燃烧室。该超声速燃烧室壁面凹腔结构包括安装座（10），安装座（10）内设置有燃烧室壁面凹腔（40），燃烧室壁面凹腔（40）的位于空气进入侧的上游设置有导流孔（22），导流孔（22）的下游对应设置有凹腔上游燃料喷孔（21），凹腔上游燃料喷孔（21）靠近导流孔（22），凹腔上游燃料喷孔（21）下游设置有与导流孔（22）相连通的导流孔出口（27），导流孔出口（27）连通至凹腔上游燃料喷孔（21）。根据本发明的超声速燃烧室壁面凹腔结构，结构简单，能够在点火前促进凹腔内燃料点火，点火后增强燃料射流燃烧。