超燃冲压发动机在试验设备上的燃烧试验技术

缩比超燃冲压发动机在Ｍａ＝４、６、８条件下的燃烧试验中，燃料供给变化对燃烧稳定及推力增量产生直接影响，但设备喷管与发动机安装相对位置有可能引起干涉作用，发动机排气对低压仓压力产生影响，反过来影响试验流场和设备喷管的起动而又直接影响发动机工作界限及性能。     

补燃室中非均匀流场对冲压发动机推力的影响分析?

在双下侧冲压发动机地面连管试验中发现实测推力与一维流计算数据相差较大,为探究差异根源,以数值仿真为基础,对比分析了补燃室中均匀流场和非均匀流场对冲压喷管推力特性的影响。分析结果表明,流场的非均匀性导致计算截面上的实际滞止参数与理论计算数据有差异,因此,在这种条件下,不能直接利用一维流理论进行计算;同时,文中在仿真及试验基础上给出了非均匀性对推力影响的工程估算方法。     

涡轮发动机喷管出口速度的估计方法

相比较于活塞发动机系统,开式循环工作的涡轮发动机动力系统对于工况的变化更为敏感.为了维持系统的经济性,获得较高的喷管效率是必要的.针对开式循环多速制鱼雷涡轮发动机动力系统的工作特点,确定了参数关系,明确了喷管在非设计工况下的各种运行特点.基于热力学和气动力学理论,详细分析了气流通过喷管出口截面处压力波时的流动特性,结合气流速度变化和方向变化,给出了涡轮发动机超音速喷管出口速度的完整的估计方法,为整个涡轮机动力系统优化设计和系统建模提供参考.     

高环境压强下喷管的工作特性研究

数值模拟的控制方程为雷诺平均的可压缩纳维尔-斯托克斯(Navier-Stokes)方程，湍流模型采用κ-ε两方程模型，数值格式为二阶迎风格式。数值模拟了喷管在高反压环境下的流场，得到了流场结构变化规律，研究表明：喷管在非设计工况下工作，产生了较大推力损失，该损失主要由静推力损失造成。通过合理设计发动机工作压强和喷管扩张比，使其与外界反压相匹配，可以降低推力损失。最后给出了基于喷管的一维理论与数值方法的推力计算对比，结果显示：反压越高两者之间计算误差越大。     

无喷管固体火箭发动机内弹道计算

给出了一种无喷管固体火箭发动机内弹道计算方法,利用此算法就无喷管固体火箭发动机结构和装药等参数对性能的影响状况进行了分析,并得出结论:装药形式、结构尺寸、固体推进剂的燃烧规律与试验温度都对无喷管固体火箭发动机内弹道性能有影响。     

火箭冲压发动机无喷管助推器分析

介绍了无喷管固体火箭发动机性能计算的基本架设、控制方程和装药燃速的处理,对影响无喷管助推器性能设计的火箭冲压发动机主要要求、影响进行了分析,围绕装药长度、冲压喷管尺寸、推力要求等设计约束条件对无喷管助推器设计的影响进行了分析与计算,给出定量计算结果和研究结论．同时,介绍了一种提高火箭;中压发动机无喷管助推器性能的新方法、新方案：冲压喷管共用结构方案．     

底排-火箭复合增程弹火箭助推发动机喷管设计研究

针对底排-火箭复合增程榴弹，进行了助推火箭发动机喷管设计。依据喷管的工作条件进行了喷管型面设计、喷管热防护设计，分析了喷喉比对推力的影响。结果表明在喷喉尺寸固定且在喷口强度允许的条件下．喷口直径越大越有利于提高火箭发动机的推力。经射击试验证明文中所述对增程弹火箭助推发动机喷管设计具有一定的指导意义。     

整体式火箭冲压发动机推进系统性能分析和飞行试验

介绍了试验型整体式火箭冲压发动机的方案设计和测试过程。这种试验弹结构包括无喷管助推器、末段燃烧的燃气发生器、外压缝隙进气道和模型战斗部以及用来监视性能的弹上仪器设备。利用所建立的燃气动力学数字模型，完成了火箭冲压发动机主级状态的性能预测。从热气燃烧试验、燃气发生器试车台点火和超音速进气道试验中取得了分部件非理想性能参数。为进行飞行验证试验，将冲压火箭性能数据输入合适的弹道计算编码。     

高速旋转固体火箭发动机喷管受热状态计算

为了计算高速旋转过载下固体火箭发动机喷管受热状态,本文采用流固热耦合计算方法对喷管进行了仿真。计算结果中温度云图与受热密度分布均表明在高速旋转条件下,随着转速的不断增加以及发动机工作时间的延续,高温燃气对喷管内壁面热交换的总热流密度逐渐降低,发动机喷管喉部前端位置总热流密度最大,换热最为强烈。由于高速旋转导致的强旋流动使喷管内燃气所具有的部分动能逐渐耗散并转变为热能,壁面的传热加强。     

柔性喷管SRM三维两相内流场数值模拟

针对柔性喷管固体火箭发动机的复杂多相流数值计算问题,基于Euler-Lagrange方法,应用k-ωSST湍流模型和颗粒轨道模型,建立了气固两相三维内流场计算模型。分析了发动机内部压强和温度场、燃气和粒子速度场、固相粒子沉积浓度和颗粒运动轨迹;重点分析了喷管无摆动和摆动5°状态下的发动机内流场变化特性。研究表明:2种工况下的燃烧室平均压强、温度场及喷管出口速度变化幅度较小,但对喷管柔性连接缝内的流场速度影响较大,固相粒子最大沉积率产生于发动机后封头的绝热层内壁;喷管无摆动时,柔性连接缝内的粒子沉积率较低,随着喷管摆动幅度增加,粒子沉积浓度大幅度升高。     

航天飞机先进固体发动机1．2m缩尺模型材料的碳布酚醛烧蚀试验

用ＮＡＳＡ马歇尔航天飞行中心（ＭＳＦＣ）１．２ｍ发动机试车台，对航天飞机先进固体火箭发动机（ＡＳＲＭ）喷管材料进行烧蚀评估。对各种碳布酚醛（ＣＣＰ）材料在相同构形和同一发动机工作条件下进行了试验。讨论了以经验构造材料模型的方法。材料模型的试验通过在不同对流环境下计算烧蚀值，并将测量值与计算值进行比较而完成。１．２ｍ缩尺模型经验数据取自喷管的最小粒子冲击区，目的是减少机械磨蚀对分析模型的影响。     

火箭发动机续航喷管隔热涂层研究

文中就某火箭发动机续航喷管隔热涂层出现的龟裂、针状气泡、局部鼓起、流挂和堆积等缺陷,结合续航喷管的结构形式、热防护要求和涂层对发动机的影响,经过材料的分析和成型工艺技术研究,有效地改善了涂层结构的性能,减小了影响续航发动机工作状态的不利因素。     

导流槽和混合比对发动机喷流噪声特性影响实验研究

为分析研究火箭发动机喷流噪声特性的影响因素,设计了火箭发动机喷流噪声实验系统;采用BK数据采集系统及噪声处理软件进行噪声数据的采集和分析,研究发动机混合比以及导流槽对火箭发动机喷流噪声特性的影响。结果表明:随着发动机混合比的上升,发动机从富燃燃烧状态转换到富氧燃烧状态,噪声声压级降低;导流槽对喷流噪声有遮蔽作用,且随着导流槽距喷管出口距离的增大,遮蔽作用下降,噪声声压级上升。     

双燃料地球—轨道运载器火箭喷管膨胀比分析

以前的研究确定了完全重复使用的地球一轨道运载器的单级和两级系统方案。本文报道了对两种系统进行喷管膨胀比效应分析的最近研完结果,给出了膨胀比与发动机质量、比冲和系统总重、干重的关系。研究中使用了航天飞机主发动机的最近数据和改进喷管膨胀比后的性能估计。     

固体火箭发动机熄火时喷管-扩压器系统流场数值计算

针对火箭发动机进行高模试车会产生"回火"的问题,采用二维非定常流场仿真方法对发动机熄火过程中高空舱、喷管和扩压器内的流动状态及流场结构进行了深入研究。结果表明:在发动机熄火过程中,在扩压器中形成的激波串逐渐向扩压器入口方向移动,壁面分离越来越明显,喷管由满流状态变成流动分离状态;高空舱内存在低速流动的漩涡结构,开始时只存在三个比较大的漩涡,在扩压器空气入口前形成了一个较小的漩涡,该漩涡随着燃烧室压强的下降逐渐增强增大;从扩压器空气入口进入的空气质量流率随熄火时间先增加而后减小,喷管喷出的高温燃气从空气入口处冲出,扩散至喷管外壳前端甚至更远。     

喷管摆动对固体火箭发动机内两相流动的影响

采用颗粒轨道模型（欧拉-拉格朗日模型）以及分区网格技术，对带潜入式摆动喷管的固体火箭发动机中的三维两相流动进行了一体化数值模拟，得出以下结论：凝聚相的存在对发动机中的两相流动有明显的影响，喷管中粒子浓度高的区域速度低，温度高；喷管的摆动造成发动机后翼槽内流动的不对称，并对发动机的性能造成明显的损失，当喷管摆动到一定角度时候,喷管摆向一侧的后翼槽内出现漩涡；喷管的摆动影响发动机后翼槽内以及壁面上粒子浓度的分布。     

基于环形喷管的脉冲爆轰发动机爆轰声波声学特性

喷管结构对爆轰发动机性能和爆轰声波声学特性具有重要的影响。为探究环形喷管作用下脉冲爆轰声波的声学特性,基于脉冲爆轰发动机搭建了自由空间内爆轰声波实验系统,针对环形喷管作用下爆轰声波时频域特性、声场指向性和持续时间等声学特性进行实验研究。结果表明：在该实验条件下,环形喷管改变了爆轰声波的能量分布,对爆轰声波的声学特性有重要的影响;环形喷管作用下的爆轰声波在0°方向的上升沿持续时间最长;90°方向上峰值声压最高,衰减速度最快,衰减幅度最大;爆轰声波呈现出明显的90°方向凸出的指向性;爆轰强声的A持续时间随着传播角度的增大而逐渐减小。     

喷管对连续旋转爆轰涡喷组合发动机性能影响的数值研究

采用共轴环包式双燃烧室模型,通过数值模拟探讨了尾喷管结构参数对连续旋转爆轰涡喷组合发动机燃烧室及喷管流场结构和性能的影响。采用40%富氧空气为氧化剂,煤油蒸气为燃料,物理模型由外环内径93 mm、外径113 mm、长度85 mm的环形旋转爆轰燃烧室和内腔直径83 mm、长度85 mm的共轴涡喷中心流道组成,计算域包括带有共用等直喷管、独立等直喷管以及2种不同收缩比的拉法尔喷管的连续旋转爆轰涡喷组合发动机的燃烧室和喷管流场。数值结果表明：旋转爆轰燃烧室在发动机带有不同尾喷管时均能够形成稳定自持传播的爆轰波,不同喷管构型对爆轰燃烧室内的流场结构与参数影响较明显。相比于独立等直喷管,对于爆轰波峰值静压与波速的影响上拉法尔喷管起到有效的提升作用,但收缩比的增加会导致预混气喷注不均匀,影响爆轰波自持传播的稳定性;共用等直喷管则轻微地降低了爆轰波峰值静压与传播速度,提高了预混气喷注区域和波头的高度。在该文所选工况下,较大收缩比的拉法尔喷管能明显地改善喷管出口的状态,对发动机的推力与燃料比冲提升最显著,高达16%。     

无喷管发动机性能优化分析

为优化无喷管固体火箭发动机的设计资源,文中围绕装药参数对无喷管固体火箭发动机性能的影响展开分析与计算。计算结果表明:装药能量、装药燃烧特性、装药结构参数对无喷管固体火箭发动机性能有不同的影响,无喷管发动机设计中采用高能装药、高燃速装药、优化装药结构、合适的装药燃速压强指数、两种燃速装药串联对于无喷管发动机性能的提高有利。     

计算带发动机喷流的导弹弹体底部压力的经验公式

给出了计算带发动机喷流的导弹弹体底部压力的经验公式,这些公式在马赫数M_∞=1.5～3.5,发动机喷流马赫数M_1=2.5,喷管出口平面扩张角β_1=0～20°,喷管出口直径D_i/D=0.6时适用。这些公式还可计算大的喷管出口直径对圆柱形弹体底部的压力影响。