双模态超燃冲压发动机研究概述

双模态超燃冲压发动机能够兼顾亚燃和超燃发动机的优点,可以在较宽的马赫数范围内工作,具有良好的工作性能和广阔的应用前景。介绍了双模态超燃冲压发动机的基本概念、主要特点、工作过程、研究的关键技术以及国外研究现状,并对未来发展趋势进行了探讨。     

亚燃/超燃双模冲压发动机的原理及其应用探讨

介绍了亚燃/超燃双模冲压发动机的原理及其在空间运载器上的应用,重点讨论了高速吸气式推进系统在军事上的应用,尤其是在导弹、无人机上的潜在应用,并对亚燃/超燃双模冲压发动机的应用前景进行了预测。     

阿诺德工程发展中心试验亚燃/超燃冲压发动机

2009年4月9日,美国空军阿诺德工程发展中心在气动和推进试验设备(APTU)中对猎鹰组合循环发动机试验项目中的双模态亚燃/超燃冲压发动机成功进行了首次自由射流试验.     

NASA组合发动机模态转换技术研究

对NASA TBCC模态转换技术研究背景、存在的问题、模态转换试验与仿真情况进行了跟踪,研究表明模态转换过程要求维持推力性能不减小,几何调节、放气是进气道满足性能需求的关键,进气道与发动机相容性为研究重点,大尺度风洞试验是主要研究手段。试验与仿真结果验证了在飞行马赫数、飞行高度不变的情况下,维持推力性能不减小,进气道不发生不启动,推进系统由涡轮工作模态切换为双模态超燃冲压工作模态的可行性。     

固体燃料双燃烧室冲压发动机研究

双燃烧室冲压发动机是超燃冲压发动机研究的一个重要方向,有很高的应用价值.文中对一种固体燃料双燃烧室冲压发动机进行了性能计算和试验研究,分析了亚燃流道和超燃流道的部件特性和特征参数对发动机总体性能的影响.计算结果表明,在所研究的范围内,超燃流道主要影响发动机性能,亚燃流道主要作用是点火和稳定燃烧.开展了发动机地面试验,亚燃/超燃点火和燃烧组织稳定,验证了固体燃料双燃烧室发动机方案的可行性.     

固体燃料冲压发动机燃速预示模型及其特性

为准确预示固体燃料冲压发动机的燃速,建立了固体燃料冲压发动机燃速预示模型,编写了预示程序。对以PE、PMAA为燃料的固体燃料冲压发动机进行了34次计算,计算结果表明:在所涉及的工况范围内,燃速随来流空气总温、质量流率以及药柱通道直径、入口直径的变化规律与已有实验结论相同;计算误差的最大值为14.4%,平均值为5.87%;该模型能够准确预示固体燃料冲压发动机中燃速;工作过程中,装药内腔体积随时间呈线性变化;给定的工况下,燃速正比于装药长度的-0.21次方。     

亚燃/超燃冲压发动机研制动向

冲压发动机是导弹和无人驾驶飞行器的动力装置，拥有导弹工业的大多数国家和地区目前都在研究亚燃／超燃冲压发动机技术，研究涉及燃烧、点火、推进剂、进气道结构等多方面。介绍了有关国家和地区冲压发动机在研状况和研制动向。     

第四届冲压发动机技术交流会

从1913年法国工程师Rene Lorin提出冲压发动机概念到2013年,将是整整一百年。从亚燃冲压发动机到超亚燃冲压发动机,从液体燃料冲压发动机到固体火箭冲压发动机以及相关的组合发动机,冲压发动机走过了百年征程。     

第四届冲压发动机技术交流会

会议主题:冲压发动机百年纪念2013年9月北京从1913年法国工程师Rene Lorin提出冲压发动机概念到2013年,将是整整一百年。从亚燃冲压法发动机到超亚燃冲压发动机,从液体燃料冲压发动机到固体火箭冲压发动机以及相关的组合发动机,冲     

洛马公司将对FALCON的推进系统进行地面试验

美国在2007年7月和接下来的几个月对利用高速涡喷发动机使飞行器加速到亚燃一超燃双模冲压发动机接力速度的推进系统进行地面试验。[第一段]     

高速冲压推进动能弹自点火工作过程数值模拟研究

为了研究高速冲压推进动能弹在自点火过程中的工作特性,数值模拟了基于聚乙烯为固体燃料的高速冲压推进动能弹自点火过程,分析了自点火过程中的点火延迟时间,喷管出口堵盖打开前燃烧室的流场变化规律,以及堵盖打开火焰稳定后燃烧室流场变化规律和全弹性能。结果表明:高速冲压推进动能弹由于其初始的独特结构(喷管出口堵塞),点火延迟时间短,自点火能够成功进行;堵盖打开前,燃烧室压力发生了剧烈的振荡,并且燃烧室内化学反应增强了振荡效应;堵盖打开并且燃烧室火焰稳定后,高速冲压推进动能弹的额定推力为283 N,净推力为83 N,基于聚乙烯燃料的比冲为9129 m·s-1。     

高温燃气射流对固冲发动机二次燃烧效率影响研究

为进一步提高固冲发动机的二次燃烧效率,文中提出了在固冲发动机补燃室头部引入高温燃气射流增强掺混燃烧的技术思路,并开展了仿真和验证试验工作。仿真分析表明：当在补燃室头部引入高温燃气射流时,能够提高补燃室头部流场的温度,使得燃料更易于燃烧,从而提高了固冲发动机的二次燃烧效率;试验结果也验证了在固冲发动机头部引入高温燃气射流,能够使固冲发动机的二次燃烧效率由81.3％提高到88.7％。     

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。     

波瓣掺混装置作用下SPATR冲压燃烧室内流场研究

设计了一种用于SPATR冲压燃烧室掺混燃烧的波瓣掺混装置。用数值模拟方法对无波瓣掺混装置和三种结构的波瓣掺混装置作用下的冲压燃烧室内流动和掺混燃烧情况进行了仿真。结果表明：在波瓣掺混装置作用下,冲压燃烧室表现出了很好的头部和整体冷流掺混效果,并使冲压燃烧室的掺混燃烧性能得到大幅提升;冲压燃烧室的冷流掺混和掺混燃烧性能随波瓣掺混装置穿透率的增大呈先增强后减弱的趋势;当穿透率为0．6时,冲压燃烧室的掺混效率达到0．910,温升达到1127K,表现出了较好的冷流掺混和掺混燃烧效果。     

结构尺寸对固体燃料冲压发动机燃速影响的仿真研究

为研究结构尺寸对固体燃料冲压发动机燃速的影响规律,采用3阶单调迎风（MUSCL）重构方法,AUSMPW+通量分裂格式,k-w SST湍流模型,7组分3反应有限速率化学反应模型以及2阶矩湍流燃烧模型,编制了二维轴对称湍流燃烧仿真程序,研究入口直径、药柱直径、喷喉直径以及相似结构尺寸对燃速的影响规律。仿真结果表明：入口直径以及药柱直径影响较大,相似结构尺寸的影响相对较小,喷喉直径几乎没有影响;固体燃料冲压发动机结构尺寸影响燃速的主要机理是湍流黏性的变化以及火焰面位置的变化;突扩比对燃速起着关键的作用,燃速与突扩比近似呈线性关系。     

航空煤油裂解气的高温自点火延迟特性

航空煤油是一种典型的吸热性碳氢燃料,燃料在进入燃烧室之前通过热裂解产生裂解产物而吸热,可在高速飞行器的热防护中起着重要作用。航空煤油及其裂解气的自点火延迟特性是冲压发动机设计的主要参数之一,也是验证燃烧反应机理的重要数据。本研究在化学激波管中,利用反射激波对航空煤油及其裂解气进行自点火,获得了点火温度在900~1820 K,压力为1.01×10^5Pa,当量比为1.0条件下RP-3航空煤油、裂解气及主要裂解成分氢气、甲烷、乙烯和乙烷的自点火延迟时间。点火延迟时间定义为反射激波到达测量点时引起的压力信号起跳到CH^*自由基信号大量出现时的时间间隔。实验结果表明,点火延迟时间随温度的升高明显缩短;在相同工况下,甲烷点火延迟时间最长,氢气最短,裂解气的点火延迟时间比航空煤油略长;裂解气活化能接近于航空煤油的活化能,都在180 kJ·mol^-1左右,单组分中的氢气点火活化能最低,为127.8 kJ·mol^-1。实验结果与相应的燃烧动力学机理模拟结果进行了对比,机理能很好预测温度对点火延迟时间的影响规律。对机理进行了敏感度分析,得到了影响燃料点火的主要基元反应。     

轴对称凹腔燃烧室点火影响因素的试验研究

对采用凹腔作为火焰稳定器的亚燃燃烧室进行了点火试验研究.通过考察不同的凹腔结构及其组合方式、煤油喷注方式,分析了凹腔大小、火焰的轴向、周向传播对点火性能的影响.结果表明,点火瞬间的凹腔有效储能大小来源于轴向容积比率;凹腔内的轴向火焰传播是火焰发展的主要机制;在凹腔前方壁面以使喷油能使凹腔内维持合适的燃油浓度分布,是可靠点火的前提.     

不同构型固冲发动机补燃室绝热层传热烧蚀

针对固冲发动机补燃室结构,建立了不同构型条件下补燃室三维流场带化学反应流场模型与不同构型条件下补燃室内二维绝热层传热烧蚀模型.运用FLUENT软件模拟了补燃室内燃气的流动与燃烧.运用ANSYS软件对补燃室内绝热层进行了热分析数值计算,求解了绝热层的温度场.根据材料的热解温度范围,判断出材料的烧蚀分层.针对2种不同结构构型的凹坑,进行了冲压发动机地面联管试验,计算结果与试验结果基本吻合.结果表明,文中所建立的绝热层传热烧蚀计算方法可以较好地模拟出材料的传热烧蚀过程.     

聚乙烯在高速冲压推进动能弹中的燃烧特性数值模拟

为了研究聚乙烯在高速冲压推进动能弹中的燃烧特性,进行了高速冲压推进动能弹全弹一体化流场的数值模拟研究,分析了冲压发动机工作和非工作时流动特性差异,以及冲压发动机工作时聚乙烯的燃烧和推进特性。结果表明,冲压发动机工作时,燃烧室内压力均匀,中心轴线平均压力约为2.1MPa。随着轴向距离x的增大,火焰锋面先靠近固体燃料表面后逐渐远离。在再附着点之前,随着轴向距离x的增大,固体燃料的表面温度与燃面退移速率均持续增大,在再附着点附近达到最大值,然后不断减小。在本研究设计的气动构型下,高速冲压推进动能弹产生的额定推力、净推力分别为250N和76N,基于燃料的比冲为10593m·s~(-1)。     

带支板超燃冲压发动机燃烧流动过程试验研究

利用高速摄影对激波诱导点火及流场内部的燃烧流动过程进行了观测,对不同时刻的流场火焰分布进行了比较分析,结果表明:支板和斜坡所产生的激波能够诱导氢气自燃,增强局部的燃烧效率,当其持续存在时,还可稳定氢气的燃烧。诱导氢气与煤油共同燃烧时,燃烧室内发生了热力壅塞,此时煤油的穿透度大幅度提高,火焰分布范围更广,稳定火焰的难度降低,支板与斜坡所引起的阻力也随之减小。