进气交汇位置对固体火箭冲压发动机性能影响的仿真研究

通过对双下侧进气布局的固体火箭冲压发动机进气道进气交汇位置变化的各状态进行三维燃烧数值仿真,研究固定一次燃气时进气交汇位置对固体火箭冲压发动机性能的影响.仿真结果表明,进气交汇点从远离进气道一侧向靠近进气道变化时,固体火箭冲压发动机补燃室掺混燃烧程度将随之改变,导致补燃室出口温度场的畸变度先降低、后增加、再降低,当交汇...     

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。     

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...     

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.     

进气道结构对含硼固冲发动机二次燃烧性能影响分析

采用标准k-ε湍流模型,单步涡团耗散燃烧模型以及高速气流作用下KING硼粒子点火燃烧模型,开展了不同进气道结构下冲压发动机补燃室内含硼颗粒三维两相燃烧流动数值模拟;分析了在6种进气道结构对硼颗粒点火燃烧以及燃气燃烧效率的影响;研究结果表明：在相同的边界条件下,进气道结构形式对硼颗粒点火影响不大;燃气燃烧效率在双侧180°的进气结构下最高,双下侧90°进气结构的燃气燃烧效率最低;硼颗粒燃烧效率在双侧180°时燃烧效率最高,在中心进气结构下硼燃烧效率最低;补燃室内总燃烧效率在双侧180°进气道结构时最高,在中心进气结构下最低。     

固体燃料冲压发动机的燃烧(Ⅰ)

介绍的固体燃料冲压发动机由产生反应气体的预燃室和产生最终燃烧气体的冲压燃烧室组成。在预燃室与冲压燃烧室之间没有壅塞流。因此,两个燃烧室之间没有压力差,燃烧室压力由从与冲压燃烧室相连的进气道引入的空气流决定。试验的固体燃料采用高氯酸铵(AP)氧化剂,端羧基聚丁二烯(CTPB)燃料。为了提高比冲(Isp),在固体燃料中加入了硼(B)粉。硼粉的加入使燃速得到了显著的提高,并且降低了维持自身燃烧的低压极限。这是由于硼粉在燃料燃烧表面的氧化反应释放热量引起的。根据在直连试验设备上所得的燃烧试验结果,评价了在各种空气流条件下固体燃料冲压发动机的燃烧特性。     

直流高压电场对固体燃料PMMA燃烧特性的影响

针对固体火箭发动机和固体冲压发动机实现推力控制的需求,开展了直流高压电场对固体燃料燃烧特性影响的实验研究,分析了电场作用下聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)火焰形态、燃速、温度以及火焰电流的变化,并对电场影响固体燃料燃烧特性的作用机理和影响规律进行了分析。结果表明,负电场作用下,施加电压幅值较大时对火焰形态的影响更加显著;高压电场可以明显地改变PMMA燃速,PMMA燃速随着施加正电压幅值的增加而增加,燃速增幅可达34.2%,负电场作用下PMMA燃速随着电压幅值的增大先减小后增加,燃速的降低幅度可达15.7%,燃速的增幅可达15.4%;电场作用下PMMA火焰最高温度呈降低趋势;PMMA火焰电流随着施加电压幅值的增大而增大;PMMA火焰形态、燃速以及温度的变化可能是浮力和电体积力相互作用,导致火焰形状以及火焰对固相的热反馈发生变化的结果。     

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。     

碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室研究

联合技术研究中心(UTRC)正在进行一项碳氢燃料超燃冲压发动机(Ma=5.6～7)技术的试验研究计划,以制订出超燃冲压发动机燃烧室设计标准。该项计划还提出了新型吸气式预燃室,对它进行了试验并且评估了其火焰稳定和火焰传播特性。试验证明,这种预燃室可以促进气态乙烯或预加热的液态JP-5(作为初级燃料喷入超音速主气流中)有效地燃烧,用这种预燃室的想法和用初级、次级燃料喷嘴分级供应燃料可使燃料在一个很宽的范围内进行有效的超音速燃烧。在气态乙烯燃料的分级喷射试验中,可以实现次级燃料高效率的燃烧,并证明在高的总当量比下,可以从完全超音速燃烧平稳地过渡到双模式(超音速/亚音速)工作状态。业已证明,这种预燃室即使在双横式工作状态的高燃烧压力下,也可以有效地将进气道与燃烧过程隔离。     

超然冲压发动机模型吹风试验研究

为加深对一体化二元超音速燃烧冲压发动机的了解，美国ＮＡＳＡ／火箭发动机公司兰利研究中心共同进行一项研究。该发动机为弹用、运行速度范围为Ｍａ３～８、使用吸热碳氢燃料。一个完全气态乙烯作燃料的、缩尺寸超燃冲压发动机模型将在兰利研究中心燃烧加热的超音速燃烧试验设备上进行自由射流试验。然而，在发动机自由射流试验之前，进行了进气道／燃烧室的流路模型试验，以研究固定几何尺寸的进气道——一燃烧室结构。试验结果指出，低收缩比的固定几何尺寸的进气道容易自行起动，同时呈现平滑的、渐变的进气道不起动。少数模型仅压引起中心体表面的流动分离，直至进气道隔离段。确定了燃烧室——进气道相互干扰和进气道不起动的边界。     

高超音速武器漫谈

正目前高超音速武器分为高超音速巡航和助推滑翔两大类,这两类飞行器的动力为什么都选择超燃冲压发动机?王:要达到6马赫以上的高超音速飞行,常规的吸气式动力装置已经难以支持。大家知道,喷气发动机使用涡轮压气机压缩空气,然后在燃烧室里加注燃料,点火燃烧,从喷管里加速喷出,形成推力。然而在通常条件下,燃烧锋面的扩散速度极限是音速,所以即使在超音速飞行时,喷气发动机的气流和燃烧也是亚音速的。进气道的作用之一就是以尽可能小的损失将进气减速到亚音     

在固体燃料冲压发动机燃烧室中旋流和含硼燃料的组成对燃烧的影响

本文介绍了对硼燃烧的实验研究。试验所使用的固体燃料冲压发动机燃烧室直接与气源和空气加热器连接。使用不同成分的含硼或碳化的HTPB燃料,进行了有进口旋流和无进口旋流试验。测量了旋流和燃料成分对于硼燃烧效率的影响、燃料燃速和推力。为了测量凝聚燃烧产物的组成,发展了与化学分析方法相联系的排气粒子抽样检检技术。     

固体燃料冲压发动机的燃烧机理

叙述了固体燃料冲压发动机(SFRJ)的燃烧性能,特别是燃速与燃料性能有关的模型.为确定燃速控制步骤和仿真的重要机理,在观察包括燃料分解过程的不同现象(如化学反应和传热)的基础上进行分析.比较了4种聚合燃料试验数据与模型预测的数据,结果表明,在不同燃料中它们具有极好的定性一致,以及良好的燃速定量预测.这个模型对选择合理的燃料及发动机的初步设计和SFRJ最终样机静态点火试验前性能曲线的预定而言是有用的工具.     

冲压火箭发动机燃料的选择准则

燃料的种类和特性影响到冲压火箭发动机外形的设计和在可适用的飞行包线内的性能。选择准则包括像能(量)级和能量的控制,初次和二次可燃性及燃烧过程,可见性,燃速范围,温度敏感度,加工性能和成本等这样一些特性。从热化学上来分析,轻金属和碳氢化合物释放出的能量最多。在重量和容积受限制的系统中,需要考虑重量热值和容积热值的重要性。为了同燃料喷咀形式、进气道和燃烧室构型相适应,必须评价燃料的二次燃烧特性。燃料的能(量)级决定发动机外形、燃料流率和推进剂重量。推进剂燃速、外壳限制和燃料流率决定燃气发生器药柱的考虑。还对各种备选药柱设计问题,同燃烧图谱和可达到的容积载荷在一起,进行了讨论。     

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。     

冲压-火箭的固体推进剂燃速控制实验研究

为了得到10,000N-s/kg以上的比冲,本文对冲压发动机高金属含量的贫氧固体推进剂的燃速控制进行了试验研究。运用了一般固体推进剂中所使用的方法(控制组份粒度和利用催化剂来促进、抑制氧化剂分解反应)控制了这类富燃推进剂的燃速,在4～7MPa燃烧室压力下,燃速通常为3mm/s。采用细颗粒组份和三氧化二铁催化剂配制的高燃速燃料可用于初级火箭发动机(燃气发生器)中的端面燃烧型的药柱,而由粗颗粒和氟化锂(LiF)配制的低速燃料则用于内孔燃烧型药柱。对以HTPB粘合剂为基础,添加含有硼的10％镁铝合金并以过氯酸铵或过氯酸钾为氧化剂的燃料的研究结果表明,1) 端面燃烧药柱,在7～10MPa燃烧室压力下,燃速为10mm/s;2) 内孔燃烧装药,在2～3MPa燃烧室压力下,燃速为15mm/s。燃气发生器中的燃烧产物大多数细的足以通过喷管,而且,温度很高足以在补燃室中自动二次点火     

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。     

进气道直径大小对固冲发动机内流场的影响研究

为了探索在一定补燃室长度条件下进气道直径大小对固冲发动机内流场的影响,采用了标准k-ε湍流模型和组分输运模型数值模拟了一设计的固冲火箭发动机掺混燃烧过程的内流场。结果表明:在一定补燃室长度和进出口条件下,存在一最佳进气道直径,能使空气与燃气完全掺混燃烧。在文中模拟条件下的最佳进气道直径为30mm。     

固体燃料冲压发动机内流场数值模拟

基于二维轴对称雷诺平均Navier-Stokes方程,数值模拟了带化学反应的固体燃料冲压发动机内流场,数值格式为二阶迎风格式,湍流模型为k-ε模型,燃烧模型为涡耗散模型.分析了燃烧室内的流场结构、压力分布及化学组分分布.在化学计量比条件下,分别研究了空燃比与补燃室长度对发动机性能参数的影响.研究结果表明,随空燃比增大,发动机推力减小,比冲和燃烧效率随之提高;随着补燃室长度的增大,发动机推力、比冲和燃烧效率均提高.     

液体冲压发动机的燃烧研究

为阐明液体冲压发动机的推力特性,对这种发动机的理论燃烧性能进行了研究,并与火箭冲压组合发动机进行了比较。在相同的燃料流量下,液体冲压发动机的比冲约为火箭冲压组合发动机的2倍。尤其使用JP-10等高密度燃料时,密度比冲也显示出优越性能。但研究发现,液体冲压发动机的燃烧效率和喷管流动效率受自大气中引入的空气流量影响较大。为取得较高的比冲,液体冲压发动机的空气流量远大于火箭冲压组合发动机的,进气口的性能对发动机性能的影响很大。为探讨液体冲压发动机的燃烧性能,试制了燃烧室内径为150mm的小型液体冲压发动机,进行了直连式燃烧试验。试制发动机在空燃比为50～140范围内稳定点火、燃烧,用C表征的燃烧效率达到90％以上。