火箭冲压发动机的二次燃烧

本文研究了可调喷管火箭冲压发动机用的过氯酸铵系复合推进剂(以下简称AP系推进剂)和双基系推进剂(以下简称DB系推进剂)的二次燃烧特性。试验证明,在燃气发生器出口使用多孔喷管,同时在二次燃烧室设高温区便于点火,燃烧效率η_c~*可达95％以上。AP系和DB系推进剂的空气燃料比ε(流入空气的质量流量/燃气发生器的燃气的质量流量)对η_c~*的影响较小。用AP系推进剂时二次燃烧室压力对η_c~*的影响比用DB系推进剂的大,在压力从0.8MPa下降到0.4MPa时,η_c~*约减少9％。     

火箭/冲压发动机进气道的实验研究

为了研究火箭/冲压发动机使用的固定侧边进气道的工作特性,利用超音速模型进行了风洞试验。以风洞的均匀流马赫数和进气流量为参数,研究了在超临界工作状态的总压恢复和流速分布特性。在这种情况下,总压恢复特性比常规的可变进气道的性能低。明确了在进气道出口的弯曲管道内设导流叶片对保持总压恢复特性和流速分布都是有效的。     

整体式火箭-冲压发动机/超音速燃烧冲压发动机的设计技术

本文提出了用于研究冲压发动机燃烧室的混合和燃烧特性以及冲压-火箭发动机,冲压火箭发动机特性的一维、二维计算法和水洞试验法。这些方法是结合发动机典型使用范围介绍的。计算结果给出了不同推进系统的性能特点。     

火箭冲压组合发动机的燃烧控制

目前空天飞行器用的火箭冲压组合发动机尚有很多技术问题没有解决。其中之一是吸入发动机的空气密度随飞行高度有很大变化,为此必须改变推进剂的燃气发生量,即必须有控制空气与燃烧气体混合比的技术。为此探讨了利用推进剂的化学反应特性控制火箭冲压组合发动机燃烧的新原理。根据这一原理提出了变流量型火箭冲压组合发动机,它采用一种能使空气与燃气保持最佳比的机构,从而保证发动机在较宽的高度范围内有效工作。     

火箭/冲压组合发动机固体推进剂的实验研究

1.绪言未来喷气推进装置的发展方向之一,是火箭/冲压发动机。这种发动机的突出优点是,与自带全部燃烧剂和氧化剂的火箭相比,由于以大气作助燃剂及工作流体,所以能够增加燃烧剂的装载量,从而可以提高比冲和飞行距离。如图1所示,供给一次燃烧室(可燃气体发生器)的燃料(这里指固体燃料),采用适当     

固体燃料火箭/冲压发动机

当苏联人的SA-6导弹第一次出现在1973年的中东战争时,吓坏了西方国家,后来发现SA-6导弹采用的是固体燃料火箭发动机。这就促使大多数西方国家加紧对这种火箭发动机推进系统的研究。美国早在六十年代初期就开始研究火箭/冲压发动机。但是,美国的计划主要是研究液体燃料/冲压发动机。六十年代末,美国在进行液体燃料火箭/冲压发动机的首批飞行试验中遇到了     

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。     

固体火箭冲压发动机内硼燃烧的改进

在火箭冲压发动机的吸气燃烧室内,硼粒子燃烧所产生的试验性研究问题现试图通过改进喷射装置和燃烧室设计加以解决。在这项研究过程中,硼粒子是由装填有含硼量较高的固体燃料的单独燃气发生器进行喷射。最高的燃烧效率是靠采用撞击式喷流喷射装置上加可移动的空气进口而获得,这种空气进口证明了在火箭冲压发动机内使用高硼量固体燃料的可能性。     

固体火箭超燃冲压发动机燃烧特性分析

文中利用数值模拟研究了不同来流条件下固体火箭超燃冲压发动机的燃烧特性.采用基于密度的二阶迎风格式对发动机内流场进行模拟,湍流模型与燃烧模型分别采用SST k-ω模型与涡团耗散模型.结果表明,随来流马赫数的增大,火焰温度与最大化学反应速率均增大;燃烧效率随来流马赫数的增大而减小,且燃烧效率低于50％;燃烧效率的减小导致补燃室的推力与比冲下降.随来流马赫数的变化,应适当调节富燃燃气流量,以保证发动机的燃烧性能.     

美国海军进行火箭/冲压发动机试验

12月2日灵·特姆科·沃特航宇公司的小体积冲压发动机成功地进行了第一次自由飞行试验。它是从海军导弹中心一架A-7飞机上投射的,当时A-7飞行高度约3,962米,速度966公里/小时;固体火箭发动机点火5秒左右,成功地为巡航飞行转换到了冲压发动机工作。这     

火箭-冲压发动机

本发明主要是介绍适用导弹、飞机、直升飞机和其它飞行器用的动力装置。其主要目的是提供这样一种火箭-冲压发动机,在此发动机中,火箭装在冲压发动机壳体内,因而该壳体就当做增大火箭推力用的加力燃烧室。在这种发动机中,     

用添加剂抑制固体火箭发动机喷焰二次燃烧的研究

介绍了几种添加剂抑制火箭发动机喷焰二次燃烧的实验研究.这些添加剂对二次燃烧有一定的抑制作用.同时研究了它们对推进剂燃烧性能的影响,通过进行发动机实验,验证了这些添加剂对二次燃烧的抑制效果.     

不同入口空气流量对冲压发动机二次燃烧的影响

采用涡团耗散模型和化学动力学控制的碳粒子燃烧模型对中心进气固体火箭冲压发动机反应流场进行数值计算,分析了不同入口空气流量对冲压发动机二次燃烧的影响,并与试验结果进行比较。研究结果表明：随着入口空气流量的增加,补燃室尾部压强升高,燃烧效率增加,而补燃室尾部温度降低。     

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。     

冲压-火箭二次燃烧室构形的试验研究

本研究使用套罩式药条试验燃烧室以及冲压-火箭模拟试验发动机对冲压-火箭用的含镁铝或硼的金属化贫氧推进剂进行了试验研究。这种燃料,当金属含量低于50％时,无需任何外加装置便能在主级火箭发动机(一次燃烧室、燃气发生器等)中维持稳定的燃烧。然而,如金属含量增加,则主级火箭发动机内的燃烧残渣和损失亦将随之增加。为使残渣减至最少,建议铝或硼在燃料中实际含量的上限为40％左右。在金属燃烧剂中掺入镁或镁合金以及在过氯酸铵氧化剂中掺入诸如硝酸钾、氯酸钾和过氯酸钾等钾盐,由于氧化镁/钾固体颗粒状高温产物的作用,不仅能有效地减少燃烧残渣而且能改善冲压燃烧室(二次燃烧室)中再点火和再燃烧的特性。冲压-火箭的模拟试验中选用了几种燃料和配有不同二次燃烧室的试验发动机。观测了硼硅酸耐热玻璃制的透明的二次燃烧室内的燃烧特性。二次燃烧室的特征长度从0.21到1.54米。就金属化燃料而言,即使最短的特征长度也足以完成二次燃烧。在模拟飞行高度为海平面,速度为600米/秒的试验中获得的I_(SP)(比冲)值,对应于添加40％铝镁(50％镁、50％铝合金)的燃料和添加40.5％的硼、4.5％镁的燃料分别约为7KN·S/kg和10.5KN·S/kg。     

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。     

整体式火箭冲压发动机实用型旋流器的设计和燃烧性能

本文提出一种设计和制造整体式火箭冲压发动机突扩燃烧室旋流进气通道的方法。为了确定不同的旋流流场对燃烧室性能的影响而分别对七个旋流器进行试验。燃烧室长径比(L_c/D)的变化范围为1.5～3,喷管喉部面积与燃烧室面积比(A~＊/ A_3)为40～60％。测量了在L_c/D=3时燃烧室结构下壁面的静压分布。在冷流状态时,探测了紧挨在旋流器下游的流场以确定实际涡流角与预估值的差别。通过付立叶快速变换法把燃烧不稳定性数据记录下来,进行连续光谱分析。     

超音燃烧冲压发动机

超音燃烧冲压发动机是一种能够在相当高层的大气中把飞行器或导弹从中等超音速推进到高超音速的推进系统。在这种飞行状态下使冲压空气在燃烧加热之前减速到亚音速有许多问题。在超音燃烧冲压发动机中可行的加热方式有两种;     

组合火箭—冲压发动机

这种组合发动机包括两部分,一部分是发射时用的火箭,另一部分是巡航时用的冲压发动机。在这种装置中有一个主燃烧室,内装富氧固体推进剂,其后是排泄气体用的尾喷管。发射一巡航用固体推进剂装在一个辅助的燃烧室中,此处不完全燃烧的贫氧推进剂气体通过     

组合火箭—冲压发动机

本发明介绍一种新型的组合火箭——冲压推进装置。在这个装置中,火箭发动机是一种采用固体氧化剂和液体燃料的混合型系统,而液体燃料同时又供给冲压发动机使用。一般来说,采用液体燃料和固体氧化剂的火箭发动机将具有混合型系统的一般优点。而且,由于采用了一种没有腐蚀性的氧化剂,这种组合火箭——冲压推进装置还有如下优点: