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。     

燃气发生器低燃烧温度下进行的管道火箭燃烧试验

为了研究管道火箭（燃气发生器冲压发动机）燃烧室的燃烧现象，美国海军空战中心武器分部（ＮＡＷＣＷＰＮＳ）和荷兰应用科学研究协会普林斯毛里塔斯（ＴＮＯＰｒｉｎｓＭａｕｒｉｔｓ）实验室联合制定了试验研究计划。其主要目的是研究这些燃料喷入冲压燃烧室的方法对燃烧性能的影响。特别是研究了低温（约１２２０Ｋ）下燃气发生器燃料的燃烧。采用多级喷管获得了最好的燃烧效率，从而出现了高度小紊流度以改善喷流点火／补燃。这种成果是用ＮＡＷＣＷＰＮＳ的气体燃料和荷兰的含能推进剂而得到的。     

端面燃烧混合火箭发动机的基础研究--燃烧稳定性

探讨了火箭发动机技术的发展与利用固液混合火箭发动机取代固体火箭发动机的必要性与可能性.介绍了端面燃烧固液混合火箭发动机的结构特点、燃烧性能以及燃烧实验方法和结果分析等.     

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。     

管道火箭的燃烧特性

用管道火箭燃烧试验装置研究了影响管道火箭燃烧效率的一次燃烧室富燃气体的理化特性和二次燃烧室富燃气体与空气的混合机理。在燃气发生器药柱中混入30％的硼粉,与空气的混合比在13以上时,比冲可达1000s。试验结果表明,釆用多出口进气道将流入进气道的空气沿轴向分开,从多出口进气道前出口引入燃烧所需的空气,用平均粒度为2.7μm的硼粉时,η_c效率可达87％以上,平均可达91％。用单出口进气道则η_c只能达到约’9％.     

端面燃料混合火箭发动机的基础研究－－燃烧稳定性

探讨了火箭发动机技术的发展与利用固液器合火箭发动机取代固体火箭发动机的必要性与可能性。介绍了端面燃烧固液混合火箭发动机的结构特点、燃烧性能以及燃烧实验方法和结果分析等。     

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。     

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。     

无喷管火箭发动机研究

无喷管助推器作为整体式固体火箭冲压发动机助推级的一种重要方案,其优点是结构简单,省去喷管抛却系统及伺服机构,增加了固体火箭冲压发动机工作的可靠性。本文简要介绍无这火箭发动机,数值仿真的计算理论和试验研究方面的一些结果,并对此结果作了简要的分析说明。     

混合冲压发动机的理论性能探讨

提出了可充分利用比冲性能高、燃料流量控制范围广和燃烧稳定性良好等优点的液体燃料冲压发动机与管道火箭组合的混合冲压发动机方案。探讨了其理论性能,证明了其可行性。     

双脉冲火箭发动机燃烧试验

为获得最佳高性能火箭发动机,对两级脉冲(双脉冲)火箭发动机作了评定性试验。在这个评定试验中便用的双脉冲发动机由两个燃烧室、两个点火器和一个收敛-扩张型喷管组成。两个燃烧室由一个带多个排气喷口的保护盖(称为喷气盖)分开,彼此独立。尾部为助推级燃烧室,前面为主燃烧定。喷气盖用于保护主燃烧室内的推进剂,使其免受助推药柱燃烧时产生的高压和高温的影响。喷射杆嵌入在喷气盖上的喷孔内,当主燃烧室内推进剂燃烧产生一定压力时,它可以很容易地被喷射出去,点火试验结果表明喷气盖工作非常有效,象预想的那样产生了两级脉冲推力。     

新型低温火箭发动机超临界燃烧研究进展

综述了氢氧、液氧/甲烷两种低温推进剂新型火箭发动机超临界燃烧研究进展.对氢氧火箭发动机、液氧/甲烷火箭发动机超临界燃烧研究的意义、实验研究、仿真研究及超临界燃烧的特点做了介绍,并结合当前的研究提出了一些看法.     

非壅塞固体火箭冲压发动机自适应调节特性

从理论和实验两方面研究了非壅塞固体火箭冲压发动机的自适应调节特性 .研究表明 ,理论计算与实验结果基本吻合 ;贫氧推进剂的燃速压强指数越高 ,自适应调节能力越强 ;当压强指数为 1时 ,空燃比不随空气流量变化 ,达到完全自适应调节     

整体式火箭冲压发动机用超音速进气道性能研究

超音速进气道设计、试验、系统匹配和制造技术的开发是此项研究工作的基础之一。试验设备现已交付使用。对单个进气道和配置进气道的测试能力进行了充分的研究。研究了一种带放气口的进气道方案，并可用于整体式火箭冲压发动机飞行试验导弹。研究工作涉及进气道设计过程、风洞性能试验、系统匹配、制造、飞行试验数据采集和分析。目前，重点放在研究工作上，致力于各姿态角和超额定马赫数下性能的研究。     

火箭冲压发动机的飞行性能

探讨了吸气式火箭发动机的飞行特性。用一维模型分析了进气道的气流，根据飞行速度／高度、空气流量和燃料流量等计算了发动机推力，根据计算的推力与空气阻力的关系，探讨了可以加速飞行器的富余推力。结果证明，与原来的固体火箭发动机相比，这种发动机通过对飞行航线的选择和燃料流量的控制可使地空导弹的飞行距离增加７倍，空空导弹的飞行距离增加１～２倍。     

燃气混合火箭发动机的燃烧特性

利用高能物质缩水甘油叠氮聚醚（ＧＡＰ）和贫氧高氯酸铵（ＡＰ）系复合推进剂作燃气混合火箭发动机的燃烧剂，用四氧化二氮（ＮＴＯ）、硝酸（ＨＮＯ３）和一氧化二氮（Ｎ２Ｏ）作氧化剂进行试验，取得燃气混合火箭发动机的燃烧特性。同时利用开关控制液体氧化剂的流量求出了对推力的控制效果。以ＮＴＯ，ＨＮＯ３和Ｎ２Ｏ作氧化剂时，燃烧效率可达９２％以上。利用开关控制流量不仅可以平滑控制推力，而且容易点火，从而得出主发动机也可作为推力控制装置的结论。     

无喷管火箭发动机的研发现状

介绍了无喷管火箭发动机工作原理和研究现状, 并详细介绍了日本防卫厅技术研究本部对无喷管火箭发动机的研究试验及其结果.     

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。     

少烟推进剂火箭发动机中的燃烧不稳定性

讨论了最近在韩国国防开发局（ＡＤＤ）固体火箭发动机研制项目中遇到的燃烧不稳定现象。在研制少烟推进剂火箭发动机时，发生了燃烧不稳定现象，即不规则燃烧。通过对试车台点火试验时记录下的加速度计信号和应变传感器信号进行频谱分析以及用分析系统对发动机内腔进行的声摸分析，发现不稳定性为二次切向振型。     

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.