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。     

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…     

对小型固体燃料冲压发动机燃烧室的研究

本文介绍了对小尺寸固体燃料冲压发动机(SFRJ)燃烧室进行的实验研究和理论分析。实验使用25kw电空气加热器静态试验系统模拟飞行器在海平面以3 Ma飞行时的空气温度、压力、并且还可以测量压力、空气温度、发动机推力和排气组分。由于试验中用透明性好的聚甲基丙稀酸甲脂燃料(PMMA),故可以进行连续录相,清楚地观察燃料的局部燃面减少情况以及瞬时点火燃烧现象。试验结果证明燃料的燃烧效率较高,并取得了燃料特有的局部和平均燃面下降率之间的关系。分析研究是为了验证在固冲发动机燃烧室中影响燃料燃面下降性能的主要机理。文中还指出,相对大燃烧室而言,在固冲发动机中,由于低雷诺数形成的特定条件,而在燃烧室中出现了比附面层中更强烈的突然扩展热交换的影响。这可能使得燃料燃面下降情况主要由突扩特性所支配。另外,通过对小固冲发动机中特有的燃面下降机理分析连同测量值、数据分析可以得出燃面下降近似按指数规律增加的结果。     

全尺寸液体冲压发动机燃烧室试验

本文根据以往半尺寸模型的试验经验进行了全尺寸燃烧室试验。为了获得合适的燃烧性能,大量的工作集中在供油系统的调整上。本文还介绍了对应两种最理想燃油喷嘴配置所获得的模拟高空试验结果,其中包括稳定范围、燃烧效率和压力振荡。同时对燃烧室进气温度影响燃油分布这一特殊问题进行了解释。此外还讨论了θ参数的有效性。     

侧边突扩冲压发动机燃烧室的试验研究

本报告描述了两种液体燃料冲压发动机燃烧室——4管进气和2管进气的侧边突扩燃烧室的试验研究:给出了这两种燃烧室的稳定性数据、燃烧效率数据和压力振荡数据。此外,为了比较,文中还包括了以前报告中提供的固体管道火箭燃烧室的数据。燃烧室台架试验表明,2管进气燃烧室的压力振荡比4管进气燃烧室高得多。在燃烧室水模试验研究中,得到了相应的结果(不稳定流型)。尤其是,在2管进气燃烧室中发现了一个脉动涡系。水模试验还指出了如何修改燃油喷射系统,才能避免燃油喷入这一涡系,据此进行的燃烧室台架试验证实了压力振荡显著衰减。     

侧边突扩固体燃料冲压发动机燃烧室试验研究

固体燃料冲压发动机(SFRJ)日益简单,它具有达到液体燃料冲压发动机性能水平的潜力。特别是在体积受到限制的情况下,侧边突扩SFRJ改善了推进剂/燃料的装填性能,因此,其性能又比传统的同轴突扩燃烧室高得多。更早的研究指出,空气温度较低时(230～280℃,典型的低速飞行状态)某些结构燃烧室的装药燃速不均匀。可以肯定,沿着药柱装药燃速的不均匀是局部火焰稳定造成的。在NWC用一个直径10.2cm的缩尺试验件对单侧突扩燃烧室进行了试验研究,通过试验获得了不同药孔面积/进气管面积、药孔面积/尾喷管面积、头部长度和突扩角的燃烧室性能数据,同时将燃速的测量结果与同轴突扩燃烧室模型中预测的结果进行了比较。研究的结果表明,侧边突扩燃烧室的燃烧效率与具有旁流的同轴突扩燃烧室相近,低速飞行时在较大的燃烧室结构尺寸变化范围内火焰都能稳定。这篇论文讨论了单侧突扩SFRJ燃烧室的性能以及燃烧室结构尺寸变化对火焰稳定比和装药燃速的影响,此外,建立了分析火焰稳定性的方程。作者认为,侧边突扩燃烧室可以替代传统的同轴突扩燃烧室。     

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.     

马赫数为5的试验型冲压发动机的设计和飞行试验

为了研究大气层中的高速飞行器推进装置,法国国家航字研究院作了十枚冲压发动机导弹的飞行试验。这项工作命名为“斯塔特耳特克斯”(Stataltex)。四枚导弹达到的飞行速度接近于1402米/秒,即M数约为5,高度在12192—35052米之间。本报告记述了研究过程中获得的资料,并且将理论上预估的情况和试验结果进行了比较,已将所获成果中有用数据,应用于M数为5的最终大气层助推器。     

碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室流场数值模拟综述

概述了碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室火焰稳定方式,对煤油、乙烯、甲烷燃料的超燃燃烧室流场数值模拟进行了综述,并根据流场数值模拟结果分析了相应的流动机理,描述了碳氢燃料敏感性研究。     

超然冲压发动机燃烧室中模态转换的演证试验

直连式燃烧室试验装置用于研究以氢作燃料的超燃冲压发动机燃烧室的性能。通过使用氢燃料补氧燃烧加热器，该装置可进行模拟Ｍａ＋５～８飞行状态的试验。是近进行了模拟Ｍａ＝５．９～６．２加速过程的试验。试验时有计划地改变了燃料流量，同时，燃料与空气的当量比保持恒定，燃烧室由具有燃前激波系（在喷嘴平面产生亚音速气流）的双燃料冲压发动机转变成没有燃前激波系的超燃冲压发动机。提供了试验结果并介绍了试验设备及控制系统。     

超燃冲压发动机燃烧室中模态转换的演证试验

直连式燃烧室试验装置用于研究以氢作燃料的超燃冲压发动机燃烧室的性能。通过使用氢燃料补氧燃烧加热器，该装置可进行模拟Ｍａ＝５－８飞行状态的试验。最近进行了模拟Ｍａ＝５．９－６．２加速过程的试验。试验时有计划地改变了燃料流量，同时，燃料与空气的当量比保持恒定，燃烧室由具有燃前激波的双燃料冲压发动机转变成没有燃前激波系的超燃冲压发动机。提供了试验结果并介绍了试验设备及控制系统。     

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.     

冲压发动机燃烧室工程设计中的数学模拟

建立数学模型足冲压发动机突扩燃烧室设计过程中的重要组成部分,该模型用来求解关于旋流、燃料质量比和紊流度的二维,轴对称N-s方程及微分方程,以此对冷态流的模拟进行初始研究并与燃烧试验结果进行比较。根据模型计算结果与试验获得结果的比较可进行方向性预测,为设计过程提供有用的信息。计算机模拟描述了燃烧过程的重要细节,但却很简单,以至在IBM PC/AT计算机上便能完成全部计算。     

旋流燃烧室在冲压发动机中的应用研究

介绍了旋流燃烧室的概念,分析了旋流燃烧室在三类冲压发动机中的应用.在此基础上,总结了旋流燃烧室的优缺点,对其在冲压发动机中的应用前景进行了展望.     

超燃冲压发动机燃烧室直连式实验研究

文中在超燃冲压发动机燃烧室直连式实验设备上,对超音速燃烧室模型进行（Ma=2．O）冷流实验研究,比较了不同的来流条件、不同的隔离段长高比和不同的燃烧室出口反压对燃烧室内部流场以及燃烧室隔离段的抗扰动能力的影响．并利用数值模拟的方法对燃烧室内部流场进行了模拟。研究结果表明：隔离段长高比增大,其容纳反压的能力相对增强;燃烧室出口堵塞导致的流场畸变越小．对燃烧室流场压力分布的影响越小。     

冲压发动机燃烧室富氧燃烧数值研究

以典型的冲压发动机燃烧室为研究对象,通过数值仿真方法研究了氧浓度对冲压发动机燃烧性能的影响规律。首先,以入口进气流量为变量,计算燃烧室在不同压力下的燃烧效率。再以来流空气中氧气的质量分数为变量,对比低压条件下氧气浓度对燃烧效率的影响。最后,对比不同油气比的情况下应用富氧燃烧的效果。数值模拟的计算结果显示,低压条件下通过提高助燃空气中的氧浓度可有效提高燃烧效率;富油状态改善效果更显著。     

导弹用火箭冲压发动机的研究和试验

下一代最有前途的高性能的导弹推进系统之一,是固体燃料的整体式火箭冲压发动机。和同尺寸的火箭发动机相比,在一定程度上增加成本和结构的复杂性的情况下,能有高得多的性能(射程、速度)。为导弹选择这样一种推进系统,需要进行特殊的结构设计,而且还要研制适当的燃料。总之,本文的目的是叙述这样一种导弹的结构概念,介绍其性能和使用限制条件,以及(法国)国家宇航研究院在地面和飞行试验中获得的某些结果。在回顾了这个系统(性能高和结构紧凑)的优点后,我们对可以设想的结构形式和种种可能的燃料进行了概括的调研。研究的重点是: ——适用于不同飞行任务的进气道的结构和形式; ——助推器的各种整体安装方法; ——火箭冲压发动机燃料的类型,及其主要特性; ——燃烧室的结构形式。根据赋与的飞行任务选择火箭冲压发动机导弹的结构,显然得考虑可能指导其设计和限定其性能的某些约束性条件。这些就是:机动性,飞行范围,燃料的使用条件,导弹的探测等等。为了给这些研究提供一个具体的基础,法国发展了一个全尺寸的试验模型。在莫当中心,通过发动机的实际运行,完成了风洞试验。接着在1976年,从法国西南部的朗德试验中心,用一发装有火箭冲压发动机的试验弹进行了两次飞行试验。本文概述了遇到的主要问题,得到的结果和未来的计划。     

试验导弹用火箭冲压发动机进气道

主要介绍能够确定和优化满足试验模型任务要求的进气道的气动试验和方法。按约１／３的比例研制了能实现多种变化的模型，以便进行速度范围为Ｍａ＝１．８～２．２的Ｓ２超音速风洞试验。在Ｓ４高超音速风洞对真实空气进气道按零高度飞行的实际环境进行了综合试验。给出了模型吹风的比例效应。对得到的结果与１９７６年首次弹道飞行时取得的结果进行了比较。     

固体燃料冲压发动机用富燃料推进剂的发展现状

由于优异的推进性能和简单的结构,固体燃料冲压发动机是最受关注的增程推进系统。综述了固体燃料冲压发动机的特点和对富燃料推进剂的要求,重点介绍了该富燃料推进剂的分类,指出了燃料研制过程需要突破的关键技术．如固体燃料点火技术、抗高过载技术、燃烧效率提高技术、燃速控制技术、燃料综合性能提高技术等。     

超燃冲压发动机燃烧室流场数值分析研究综述

超燃冲压发动机燃烧室的设计,要保证燃料在有限空间、极短时间内,在复杂流动状态下完成掺混、燃烧等物理化学变化,使燃烧室正常工作,并且发动机性能损失较小,这是一项极具挑战性的工作。CFD可实现对燃烧室内的复杂湍流化学反应流动状态进行预测、分析和优化,是燃烧室的构型、点火及热防护设计的重要工具。介绍了超燃冲压发动机基本工作过程、在设计方面需要解决的关键问题及数值研究思路,概述了国外的数值研究现状。