空气旋转进气对含硼固体冲压发动机二次燃烧性能影响的研究

采用Realizable k-ε湍流模型、单步涡团耗散燃烧模型,应用Fluent软件UDF功能,编写考虑硼颗粒在高速气流中气动剥离效应下的KING点火燃烧计算程序,对典型的双下侧90°含硼固体冲压发动机补燃室进行不同旋转进气下三维两相流动与燃烧数值计算。计算结果表明,当进气道两侧空气同向与反向旋转进入补燃室时,气流产生的旋转均使燃气与空气的混合更充分,燃烧效率更高,并且随着旋流数的增加而增加;对于颗粒燃烧效率与总的燃烧效率,当旋流数小于0.179时,同旋条件高于反旋条件,当旋流数大于0.385时,反旋条件高于同旋条件,当旋流数约为0.2时,同旋与反旋效果相当;对于硼颗粒点火时间,旋流进气减小了点火时间,在旋流数为0.385时最小。     

两次进气对固体火箭冲压组合发动机燃烧和烧蚀环境的影响

为给固体火箭冲压组合发动机补燃室的进气道设计提供参考,研究了空气两次进气对补燃室燃烧效率和内壁烧蚀环境的影响。采用标准k-ε(k为湍流动能,ε为耗散率)模型、涡耗散模型和King硼颗粒点火模型,分别对空气一次进气和两次进气两种补燃室的多相流燃烧进行数值模拟,并进行对比分析。研究结果表明：两次进气可包覆混合燃气,并将其向内挤压,压缩高温区域,改变氧气分布,从而减小高温内壁面积,降低低温壁面温度,减少贴近壁面的凝聚相颗粒数量,从而减弱对壁面的热烧蚀、氧化和凝聚相颗粒侵蚀作用,同时,因造成的动能损失更大,减小了贴近内壁的气流速度,可减弱气流冲刷作用,二者共同作用,较大程度改善补燃室内壁的烧蚀环境;两次进气对补燃室的燃烧效率影响不大,一次进气和两次进气补燃室的总燃烧效率分别为80.68%和80.18%;综合燃烧效率和内壁烧蚀环境两方面,表明两次进气形式优于一次进气形式。     

固冲发动机补燃室内硼颗粒点火和燃烧数值研究

采用颗粒轨道模型进行了含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机补燃室两相流的数值模拟,其中硼颗粒的点火和燃烧模型采用的是King模型,建立了发动机补燃室内简单反应流模型,并在该模型下对某实验发动机进行了模拟,得出颗粒在补燃室内的分布,结果表明:进入头部回流区的硼颗粒能够快速点火,并且颗粒直径增大后,点火时间增加,颗粒燃烧效率显著降低.     

凹腔对含硼固体火箭超燃冲压燃烧特性的影响

凹腔常用来增强超燃冲压发动机中空气与燃气掺混、提升火焰稳定性及燃烧效率,然而超音速燃烧室内的燃气流场特性依赖于凹腔结构及其分布。为优化凹腔结构及其分布,提升固体火箭超燃冲压发动机补燃室内的燃烧性能,采用数值方法计算分析凹腔长深比、后倾斜角对含硼固体火箭超燃冲压发动机燃烧特性的影响。计算结果表明：在凹腔长度不变时,取凹腔长深比分别为5.00、3.75、3.00、2.50、2.18、1.85、1.67,硼颗粒燃烧效率与比冲随着长深比减小先增大、后减小,在长深比为1.85时最大;当凹腔长深比为1.85、凹腔后倾角从90°变化到175°时,随着凹腔后倾角增加,硼颗粒燃烧效率增加,175°时燃烧效率最大,但其总压恢复系数及比冲最小,比冲在165°时最高。     

固体火箭冲压发动机补燃室内硼颗粒点火计算研究

采用King硼颗粒点火模型,研究固体火箭冲压发动机补燃室内温度、压强、氧气摩尔浓度、硼颗粒初始半径对硼颗粒点火的影响。计算结果表明：当颗粒初始条件确定后,存在一个颗粒点火所需的最低环境温度;当氧气摩尔分数比较低时,增加环境总压,颗粒点火时问增加;当氧气摩尔分数比较高时,增加环境总压,颗粒点火时间反而减少;增大颗粒半径后,颗粒点火时间也增加;当环境温度升高时,颗粒点火时间显著减少。     

某两侧进气固冲发动机二次燃烧性能提升仿真研究

为了提高采用头部两侧进气布局形式的固冲发动机的二次燃烧性能,以某地面连管试验用固冲发动机为研究对象,分别从进气道出口形式和燃气喷射方式两个方面对补燃室掺混燃烧流场的影响进行了仿真研究.结果表明:进气道出口结构形式对该种布局方案的补燃室二次燃烧性能有重大影响;在保持进气道出口结构不变的条件下通过合理配置一次燃气喷射方式可以在一定程度上提升二次燃烧性能.     

进气形式对冲压发动机二次燃烧的影响

为增强冲压发动机补燃室内燃料与空气的掺混效果,提高二次燃烧效率,采用RNGk-ε湍流模型和单步快速化学反应,通过非结构网格上的SIMPLE算法,对不同进气形式的冲压发动机二次燃烧流场进行了数值模拟,获得了流场参数分布。研究表明采用一次进气方式和增加两进气道间夹角的方法均可增强燃料与空气在补燃室内的掺混效果,二次进气方式有利于补燃室的热防护。研究结果为冲压发动机的设计提供了一定参考。     

基于正交试验设计的二次进气燃烧仿真

通过正交试验设计与CFD仿真相结合的方法,采用PDF燃烧模型针对二次进气结构不同参数对补燃室燃烧效率的影响进行了仿真研究。结果表明:1)一次进气角对补燃室燃烧效率影响最大,其余3个因子的影响程度相当;2)在考查参数范围内,采用75°一次进气角、60°二次进气角、250mm一、二次进气间距和1∶1的一、二次进气面积比时补燃室综合性能最好;3)二次进气结构在增强补燃室掺混燃烧的同时会带来一定的总压损失。     

某两侧进气固冲发动机补燃室沉积研究

采用纯气相燃烧模型对某两侧进气固冲发动机补燃室内流场进行了数值模拟,根据流线图对补燃室内的沉积分布进行了预测,并与试验结果进行了对比。结果表明,该构型固冲发动机补燃室内的沉积主要集中在进气道对称平面的补燃室壁面及冲压喷管收敛段,补燃室头部也有部分沉积;补燃室内的沉积包括一次燃烧产物中未燃烧完全的凝相粒子和二次燃烧产物冷凝形成的凝相粒子;采用纯气相模拟可以对该构型的补燃室沉积分布情况进行定性预测。     

头部两侧进气固冲发动机补燃室内流场研究

采用PDF燃烧模型对头部两侧进气固冲发动机补燃室内流场进行数值计算,分析了高空和地面两种不同冲压喷管出口背压环境对冲压发动机二次燃烧的影响,并与试验结果进行了比较。利用该数值模拟方法分析了进气道出口形状、进气角度、飞行侧滑角等对发动机补燃室燃烧性能的影响,结果表明：进气道出口形状改为“肾形”可以改善补燃室绝热层的工作环...     

补燃室头部距离对固冲发动机二次燃烧的影响

补燃室头部距离是影响固体火箭冲压发动机二次燃烧效率的关键参数,采用数值模拟的方法研究分析了该参数对固体火箭冲压发动机二次燃烧效率的影响,数值结果与同等条件下实验结果的对比分析表明：补燃室头部距离的增大,可增大头部的漩涡区,从而使固相颗粒在补燃室头部的驻留时间得以延长,这对固相颗粒的点火燃烧十分有利,但对提高整个补燃室掺混燃烧效率的作用有限,因此补燃室长度一定的情况下,存在一个最佳的头部距离。     

固冲发动机补燃室流场条件下硼燃烧试验研究

建立了一套固冲发动机地面模拟试验系统,用于研究补燃室流场条件下硼的燃烧,该试验系统用乙醇与氧气反应加热硼颗粒,并与空气二次燃烧的方式,模拟含硼固冲发动机的工作过程,其一次燃烧产物主要为H2、CO和硼颗粒,补燃室总温、静温值为1300~1400K,总压、静压值为0.4~0.5MPa,马赫数值为0.35左右,与真实固冲发动机相关参数值相符合。基于此试验系统,采集了燃气发生器、补燃室进气口、掺混区、燃烧区和喷管等位置的凝相燃烧产物。扫描电镜(SEM)、X射线衍射(XRD)和X射线能谱(EDS)分析结果表明,硼在反应过程中呈颗粒状,整体形貌变化不太明显,大部分的硼在补燃室中完成反应,燃烧区硼的反应量最大,靠近喷管区域次之,掺混区域最少。     

含硼富燃料推进剂燃烧性能的研究进展

对国内外含硼富燃料推进剂燃烧性能的研究状况进行了综述,总结了提高含硼富燃料推进剂一次喷射效率和二次燃烧性能所采取的技术途径,主要包括硼粒子的表面包覆、推进剂配方的调整、燃气发生器喷管结构的改进、空燃比的变化、合理燃气喷射方式的选择、进气方式、二次进气间距以及进气量的优化等,这些改进可使含硼富燃料推进剂一次喷射效率提高,燃烧残渣减少,二次燃烧效率也大幅度改善。     

带有钝体的弹用固体燃料冲压发动机工作性能

为发展一种弹用高性能冲压发动机,提出了在补燃室带有钝体的发动机设计方案,并数值计算对比分析了补燃室有无钝体方案下的内流场、燃烧效率、推力、比冲与总压损失。结果表明：钝体后部孔隙外侧有两个漩涡,孔隙内的高速气流与下部漩涡在一定程度维持了尾迹的稳定性,能够保证冲压发动机工作的平稳性;与参考固体燃料冲压发动机（不带钝体结构方案）相比,在补燃室中增加钝体能提高补燃室下游燃料与空气的掺混效果与温度,当进气质量流率为0.3 kg/s时,可使发动机推力和比冲提高约16.21%、燃烧效率提高约20.50%,但此增益效果会随着空燃比的增大而减小;当燃烧效率相同时,在补燃室中增设钝体,可以有效地缩减冲压发动机长度,为其他部件提供安装空间。     

固体火箭冲压发动机工作包线分析

根据固体火箭冲压发动机工作原理和三维数值仿真与试验结果,建立了较为符合实际的进气道、燃气发生器和补燃室工作数学模型,并对进气道和固体火箭冲压发动机的工作包线进行了分析,提出了进一步拓宽固体火箭冲压发动机工作包线的措施,得出对燃气流量进行调节,是扩大固体火箭冲压发动机工作包线的一种可行的方法。