带并联凹腔的超燃燃烧室数值研究

采用离散相模型对带并联凹腔结构的煤油超燃燃烧室进行数值模拟,分析了正对并联凹腔和交错并联凹腔对支板直接喷入煤油的燃烧室燃烧性能的影响.结果表明,并联凹腔会使煤油进一步向展向扩展,混合效率得到明显提高;正对并联凹腔能极大提升煤油的穿透深度,拓宽煤油的亚声速燃烧范围,而对燃烧条件下总压损失系数影响不大;交错并联布置的凹腔可进一步增加煤油的混合效果,热力喉道的位置后移,亚声速燃烧范围扩大,燃烧效率提高.     

发动机燃烧室壁上的积碳

对于驻点层流和与平板平行的层流中的富烃燃料类燃烧产物在燃烧室壁上的积碳进行了数值分析研究。采用求解耦合动量、能量和积碳传输方程的方法求出积碳的预计值。这些方程包括了积碳损耗的各种传输特性和热迁移传输(即沿温度梯度的质量转移)的影响。液体火箭发动机采用燃气发生器工作循环时燃烧室内壁上的瞬时积碳沉积率由于积碳层的热阻而明显减小。     

燃烧室的结构及其操作方法

发明背景本发明介绍一种新型的火箭一冲压发动机燃烧室结构及其操作方法,在这种发动机中,燃料是催化分解气体,它产生于辅助燃烧室,并输送到主燃烧室中,同空气中的氧燃烧。发动机在高的飞行马赫数下,把空气捕入进气口,并在进口扩压器中减速,作为压缩气体流入燃烧室。在燃烧室内,同燃料燃烧,产生热量。当空气以高速流过燃烧室时,稳定住炽热火焰的核心是个特殊问题。为避免燃烧室以及尾喷管或涡轮发生热破坏,得让多余的空     

突扩燃烧室流场

本文用实验的方法研究了模型燃烧室中突然膨胀气流的特征及动力学问题。燃烧室由有机玻璃的突扩环形管道和喷管组成。雷诺数6.4×10~4是以进气道管道直径和中心速度为根据的。用激光风速仪测量壁压。文中还研究了平均速度、紊流强度,紊流剪应力和壁压分布的详细分布曲线,并确定了分离流线、再附着点、平均动能值和紊流动能值。     

基于伪控制隔离器的导弹控制方法研究

针对直接力/气动力复合控制导弹的参数严重不确定和多操纵机构的耦合问题,文中利用动态逆控制器适应系统的非线性要求,并用神经网络补偿动态逆控制系统所需要精确模型的不足,考虑到作动器的位置/速率饱和和延时的情况,增加了伪控制隔离器,以解决神经网络由于作动器的各种异常出现适应性困难的问题。最后通过仿真实验证明该算法满足扰动条件下飞行稳定性要求,提高了系统的鲁棒性。     

火箭发动机燃烧室的点火系统

火箭发动机燃烧室点火系统含有一个装有第一燃料组分的第一燃料箱和一个装有第二燃料组分的第二燃料箱，两个燃料箱在火箭发动机内是分离的。各自的燃料组分供给管(3、4)位于点火器和相应的燃料箱之间。     

液氧冷却燃烧室技术的发展

本文扼要叙述了一个液氧热传导实验研究和液氧冷却燃烧室的试验规划。超临界氧的热传导实验研究是在压力为17～34.5MPa(2460～5000psia),热通量最大为90MW/m~2(55Btu/in~2.s)的条件下进行的。使以前获得的试验数据和最近的试验数据互相关联,从中推导出一个设计公式,该公式能在±30％以内把95％的试验数据关联起来。现已按这种相关式设计了一批供试验用的液氧冷却燃烧室,并投入了生产。为了鉴定液氧冷却燃烧室的设计原理,特制定一个试验规划。试验的目的有两个:一是验证高压液体火箭发动机中的液氧冷却相关式;二是确定液氧冷却剂渗漏所产生的影响。     

柴油机燃烧室内的气体流动

作者利用激光多普勒测速仪(以下简称LDV)对浅ω形、深ω形和梅花形三种典型燃烧室内的流场进行了比较测试.测试结果表明:三种燃烧室内的流场相差较大,以深ω形燃烧室的切向速度最大,梅花形燃烧室内的紊流强度最大,浅ω形燃烧室内的切向速度及紊流强度最小.     

2cm隔离器-开关-环行器组合

介绍了一种2cm隔离器—开关—环行器组合,该组合由隔离器、开关、环行器三部分组成,其次介绍了组合的工作原理、特点和用途,并介绍了开关的设计方法,最后介绍了该组合的试验结果和主要技术参数达到的水平。     

子母弹活塞式抛撒机构单燃烧室与双燃烧室内弹道仿真研究

本文介绍了单燃烧室和双燃烧室的子母弹抛撒机构,分别建立了内弹道方程组,对其进行了内弹道仿真研究,最后分析了两者的优缺点,为抛撒火药的选择和抛撒机构的工程设计提供了理论依据。     

双燃烧室冲压发动机试验

根据波音公司授予的合同 ,航空喷气发动机公司正在为HyFly高超声速远程打击导弹研制双燃烧室冲压发动机 ,目前已完成发动机样机的风洞试验。重型自由射流发动机风洞试验的速度范围为Ma =3.5～ 6 .5。据航空喷气发动机公司称 ,改进型重型发动机将于 2 0 0 3年11月进行试验。同时 ,该公司正在为HyFly试验研制飞行结构发动机。波音公司将进行 11次飞行试验 ,其中后 8次为碳氢燃料冲压发动机推进的有动力试验。预定 2 0 0 3年下半年 ,将利用无动力可控飞行器进行分离试验。预计 2 0 0 4年末进行Ma =4的有动力飞行试验 ,2 0 0 5年进行Ma =6的…     

回流燃烧室燃油雾化分析

为了研究弹用涡喷发动机燃烧室的雾化特性,采用Fluent软件对回流燃烧室进行热态数值模拟,用SIMPLE算法结合k-ε的湍流模型,燃烧模型使用涡耗散模型来分析和计算化学反应速度,得到了燃烧室内的燃油分布,燃油的雾化特性,燃油分布基本均匀,喷嘴雾化锥角偏大的结论。     

双燃烧室火箭发动机的工作特点

为确定双燃烧室火箭发动机的工作特点而进行了一次实验研究。本实验用轴对称和二维试验装置,用空气流模拟了其实际流动情况。并不需要专门的设计,总可以使主发动机排气流在助推器内腔中发生骤降(除长度很短的助推器以外),人们已发现,在发生骤降时,推力对助推器空腔长度不敏感。选用适当的喷管喉部面积比值和助推器直径就可以在助推器内腔中保持超音速流动,并使推力显著地增加。设计一台以超音速流动方式工作的实际发动机,特别是无喷管助推器的发动机看来是切实可行的。     

固体火箭发动机燃烧室的真空热处理

固体火箭发动机燃烧室属于薄壁筒形件,热处理很易变形,而且由于焊缝较多,采用盐浴加热淬火存在残盐腐蚀问题。为了根除腐蚀问题,确保产品经长期贮存之后的使用安全,我们对燃烧室作了真空淬火、回火试验。试验结果表明,真空淬火、回火无氧化,无脱碳,完全避免了残盐腐蚀问题,产品的机械性能符合质量要求。变形量虽比盐浴等温淬火的大,但比气体保护加热淬火的变形小,符合产品质量要求,可以取代盐浴加热淬火。     

鱼雷燃烧室喷嘴流量特性计算

某型鱼雷燃烧室喷嘴流量范围大,自适应性强,与普通离心喷嘴明显不同。本文根据某型鱼雷燃烧室喷嘴的结构尺寸,分析此离心喷嘴的流量变化特点,并在此基础上建立了喷嘴流量变化特性的数学模型。运用数值解法,编程计算了喷嘴流量与喷嘴前后压差的变化关系。最后分析了影响该离心喷嘴流量特性变化的因素。此算法和结果对鱼雷燃烧室变截面大流量离心喷嘴的设计有参考价值。     

固体燃料冲压发动机燃烧室流动分析

固体燃料冲压发动机由于结构紧凑、能量高、工作性能稳定,可广泛应用于中、小口径弹药的增程和提高续航速度或攻击速度,本文建立该类发动机的燃烧室流动模型并给出了求解方法,得出了突扩燃烧室流动特性与突扩面积比、入口气流速度等因素的变化规律,为分析发动机内部工作过程提供理论依据.     

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.     

用超临界压力水冷却高压燃烧室

本文叙述的是用在超临界压力和亚临界温度下的水冷却燃烧室的热设计方法,它基于水的有效数据和其它九种超临界压力冷却剂的高热通量数据。使用水来作为冷却是有益的,因为它与用液氢冷却相比较能使成本减少。这种设计方法已被选来用于在新的高压液氧/烃类喷注器试验时的水冷量热计室和水冷试车台燃烧室的设计。