超音燃烧冲压喷气发动机优化设计程序

以超音燃烧冲压喷气发动机为动力,使飞行器以高超音速穿越大气层,这个概念在过去二十年里已完整建立了。而且决定其各部件性能的研究也被确证,但至今尚无完整的发动机循环分析。本文旨在回顾和讨论以前作过的单一部件研究,并将之综合成统一循环分析,给出用这种分析来优化设计超燃冲压发动机所需的方法。文中还给出了应用这种优化设计程序设计导弹的一个特例。     

超音燃烧冲压发动机—美国国家航天飞机推进系统的目标

90年代中期的某一天,一架 DC-9型规模、具有小展弦比三角翼的飞行器,在美国空军基地爱德华兹机场依靠自身的动力开始起飞滑跑:由涡轮发动机爬升和加速,当速度达到 M=1时,动压(Q)达到最大值,而这一动压在其余下的飞行中,由于飞行速度的增加和大气     

冲压发动机中的超音速燃烧

介绍了德国航空航天研究院在超燃冲压发动机方面开展的基本研究工作，介绍了试车台组成和进行的超音速燃烧试验以及采用的测量方法。     

固体燃料冲压发动机的燃烧现象

为了确定结构变量和操作条件对燃烧性能的影响,对固体燃料冲压发动机的燃烧性质进行了一项试验研究。所研究的变量有燃料孔流率,旁路进气动量和几何形状,以及旁路比。     

固体冲压发动机的燃烧特性

为提高固体冲压发动机的飞行性能,提出一种新型管道式固体冲压发动机(DSFR)方案,由预燃室和冲压燃烧室组成。因为在预燃室与冲压燃烧室之间不节流,预燃室内的固体燃料在与吸入冲压燃烧室的压缩空气同样的压力下燃烧。飞行性能计算结果证明,飞行距离随飞行高度的增加而大幅度增加。为有效利用新型固体冲压发动机,必须采用压力指数为1的固体燃料。     

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。     

冲压发动机不稳定燃烧机理

控制突扩型冲压发动机纵向不稳定燃烧具有十分重要的实际意义。燃烧室内火焰的几何形状对不稳定燃烧的频率和幅度都有很大影响,可利用这一点对不稳定燃烧进行控制。描述了在燃烧室内通过改变两个火焰稳定器的相对位置来获得不同的火焰形状的试验结果。不稳定性的重要机理是两个火焰稳定器的火焰峰周期性相交造成火焰表面积的周期性变化,并导致不稳定的热释放率,此不稳定热释放率还引起声振。通过调整火焰稳定器的相对位置,可改变火焰峰的相交汇合并控制不稳定性。     

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.     

超燃冲压发动机燃烧室内的煤油燃烧特性

为探讨超燃冲压发动机的稳定燃烧问题,以煤油作燃料,利用单独喷射煤油、两相喷射煤油与氮气和将煤油气化后喷射的三种喷射方法,研究了煤油在超燃冲压发动机燃烧室内的燃烧特性.最后,介绍了试验方法及其结果.     

固体燃料冲压发动机稳定燃烧机理研究

利用三维有限体积TVD格式求解N-S/Euler方程组数值模拟固体燃料冲压发动机（SFRJ）突扩燃烧室、补燃室和喷管的统一内流场,研究了从亚声速、跨声速到超声速的整个工作过程,定量计算了发动机内流参数分布,初步揭示了SFRJ内复杂而稳定的工作机理,对于进一步研究该类发动机的流量及工作特性有重要意义。     

超音速燃烧冲压发动机设计中的关键因素

超音速燃烧冲压发动机的设计与性能估算,关键取决于发动机各部件的几何形状和效率。因此,为了获得可信的结构,必须通晓所有可用的试验数据和已经建立的理论模型。本文的目的是重申在技术文献中已建立和证实的部件几何形状、长度、内流损失和燃烧动力学的标准,并说明发动机性能随这些标准偏差的变化关系。文中介绍了一种典型的发动机结构用以说明这些影响。结果表明,如果采用类似普通亚音速燃烧冲压发动机设计中所用的那种更为理想的假设条件,预估净推力的最大值约高达45％。     

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。     

日本超音速燃烧冲压发动机的研究

一、研究概况日本航空宇宙技术研究所从1977年开始研究航天飞机用的吸气式发动机。最初对火箭/冲压组合发动机,包括超音速燃烧进行了各种实验,并对使用火箭/冲压发动机的垂直起落式航天飞机的发射性能进行了计算,证明了其优越性。从1984年起转为超音速燃烧冲压发动机的研究。1986年,以航空宇宙技术研究所为中心开始研究使用超音速燃烧冲压发动机、飞行M数为6～12的单级往返航天飞机。为了发展这些研究成果,对超音速燃烧室进行了实验研究,下面简要介绍其结果。     

冲压发动机燃烧试验试车台设备

冲压发动机与喷气发动机相同,由于利用大气中的氧气,因而与火箭发动机相比,可以减少燃料装载量,同等数量的燃料以Ma=2的速度飞行时飞行时间可增加10s以上。按燃烧方式和燃料种类分类,冲压发动机主要可分管道火箭、液体冲压发动机和超燃冲压发动机。为评价冲压发动机的性能,必须模拟发动机在空气中高速飞行的状态。为形成模拟气流必须有冲压发动机燃烧试车台。为此,日产汽车公司宇航事业部在川越建造了一座试车台。     

固体燃料冲压发动机旋流燃烧中的测量

在直连式试车台上进行了一系列固体燃料冲压发动机燃烧室试验,其中,旋流数的变化范围是0～0.55,旋流分布有几种,所用燃料是聚乙烯和改性端羟基聚丁二烯(HTPB)。试验中测量了进气温度和质量密流对装药燃速的影响,此外,还在两个不同截面测量了温度和燃气浓度的分布。     

固体燃料冲压发动机燃烧室燃烧特性数值模拟

采用12组分、17个化学反应的模型和二阶矩湍流燃烧模型,通过计算药柱表面热传导率,得到了燃面退移速率,对固体燃料冲压发动机燃烧室内部的燃烧流动进行了数值模拟,分析了空气流量、空气总温和入口直径对燃烧室温度分布、C4H6分布和燃面退移速率的影响.分析表明,减小空气入口直径、增加空气流量和总温都会使燃面退移速率增加.     

超燃冲压发动机燃烧室中的混合与燃烧

超音速燃烧冲压发动机在超音速飞行领域的高性能,近几年来正引起各国的普遍注意。本文在总结各国研究成果的基础上,着重就超燃冲压发动机最基本的,也是最重要的技术问题,即超音速燃烧中的混合与燃烧问题,通过各种实验进行了详细的分析研究。     

固体燃料冲压发动机燃烧室内流场数值模拟

为研究突扩台阶高度、尺寸缩放及燃料长度对固体燃料冲压发动机燃面退移速率及火焰稳定性能的影响,以聚乙烯为燃料,对固体燃料冲压发动机燃烧室内流场进行了数值模拟研究。结果表明:随着突扩台阶高度的不断增大,燃料通道内的湍流动能逐渐增大,燃料的燃面退移速率、补燃室温度及压力逐渐增大;在保证空气质量通量及总温相同、几何相似的条件下,随着尺寸的不断减小,燃料壁面附近的温度梯度及有效导热系数不断增大,使燃料的燃面退移速率逐渐增大,富氧程度降低,补燃室压力增大,回流区内燃料汽化的吸热速率占该区域内化学反应的总放热速率的比例不断升高,发动机火焰稳定性能降低;在保证其他参数相同时,在增大燃料长度,同时不改变燃料通道内相同轴向位置处的流场温度、燃料燃面退移速率及组分分布的情况下,燃料长度越长,固体燃料的平均燃面退移速率越小,补燃室温度及压力越高。