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。     

固体燃料冲压发动机推进系统性能数字模拟

介绍了模拟零攻角时固体燃料冲压发动机导弹超音速飞行的计算机程序。该程序利用实验阻力数据计算射程和飞行速度与时间的关系，先计算气流经过锥形附体激波后的变化。在此激波下游，超音速气流进入进气道，穿过正激波到达燃烧室。在燃烧室中，借壁蒸发作用加入燃料。假设燃烧产物达到化学平衡，同时假设在燃烧室每个横截面都反应充分。燃烧室化学反应使其流体总温、马赫数的总压产生变化。流体离开燃烧室经节流喷管而存在，根据几何参数确定所完成的行程     

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。     

冲压发动机技术的发展

本文回顾了冲压发动机技术的发展。冲压发动机的历史可分为4个阶段,即冲压发动机的概念研究阶段;中心进气式冲压发动机的发展阶段;整体式冲压发动机发展阶段和高超声速冲压发动机发展阶段。文中介绍了液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机在中国的发展。     

用于混合冲压发动机的固体燃料燃烧特性

使用固体燃料和液体燃料两种燃料的混合冲压发动机, 可望兼具固体燃料冲压发动机2次燃烧点火性/燃烧稳定性良好的特征和液体燃料冲压发动机比冲(Isp)性能高、 流量控制范围大的特征.针对混合冲压发动机用固体燃料, 试制了在适用的物质中添加硼(B)的固体燃料, 使用小型冲压发动机实施了仅用固体燃料状态的燃烧试验.试验结果显示, 1次燃烧特性和2次燃烧点火性能良好, 并利用改变空气导入方法提高了2次燃烧效率.     

超燃冲压发动机尾喷管性能数值模拟研究

尾喷管是超燃冲压发动机产生推力的一个重要部件。文中以NASA单膨胀斜面喷管试验为参考,利用计算流体力学软件Fluent,采用RNG k-ε湍流模型,对尾喷管流场进行了数值模拟,研究了入口气流状态参数(比热比、静压比、马赫数、温度)对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响,初步给出了尾喷管内流场特征以及性能随不同入口气流状态参数变化规律,为超燃冲压发动机尾喷管与燃烧室一体化设计提供一定理论参考。     

固体燃料冲压发动机的燃烧(II)

为提高固体燃料冲压发动机的燃烧性能,介绍一种新型管道式固体燃料冲压发动机(DSFR).对模拟飞行得出的性能数据的分析表明,航程随飞行高度的增加急剧增长,而有效比冲与高度无关.为了使DSFR有效地运行,要求富燃推进剂的燃速压力指数达到1。     

超声速冲压发动机隔离段内流场分析

隔离段入口来流马赫数影响着激波串的位置、结构和隔离段的性能.采用数值方法对不同来流马赫数情况下的二维隔离段内流场特征进行数值模拟,分析了隔离段的上游后"推"模式和马赫数对隔离段激波串的影响.结果表明:马赫数对隔离段内激波串有后"推"模式,并根据激波串位置不同,提出了"最小工作马赫数"的概念和配合燃烧室工作模态的界定方法.     

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。     

冲压发动机二元混压式进气道工作特性分析

对某型冲压发动机二元混压式进气道进行了三维数值模拟。研究了不同来流及背压条件对进气道性能的影响,以及弹体气动性能对进气道工作特性的影响。结果表明,在宽广的飞行马赫数和空域范围内,进气道的性能差异很大;对于单独设计的进气道,安装在弹体上以后,其性能会出现明显下降;弹体附面层隔槽大小及轴向安装位置会对进气道性能产生较大影响。根据计算结果,可以为该进气道提供实验方案,并为其装配提供参考数据。     

固冲发动机燃气流量调节阀设计与调节特性研究

通过对燃气流量调节阀进行的设计计算,设计了弧形和锥形两种外型面的流量调节阀。并在典型工况下进行了三维流场数值模拟,得到了相同工况下两种调节阀的流场特性十分相似。但对两种调节阀的行程与对应调节压强进行分析后,发现弧形面调节阀更有利于调节控制。为固体冲压发动机流量调节阀的设计和提高其性能提供参考。     

超声速弹用液体冲压发动机一体化性能建模与仿真

文中研究了燃料为煤油的弹用液体冲压发动机工作原理和工作过程,建立了液体冲压发动机一体化性能分析模型,包括锥形进气道基本性能多项式拟合模型、一维燃烧室模型和喷管性能模型。并结合液体冲压发动机一体化性能模型,通过仿真分析了某超声速弹马赫数、高度和余气系数等飞行参数对液体冲压发动机比冲和推力等性能参数的影响规律,得出的结论可为超声速弹总体方案论证、弹道规划和动力系统一体化优化等设计问题提供基础和理论依据。     

冲压增程炮弹发动机工作性能分析

简述了冲压增程炮弹的增程原理，建立了固体燃料冲压发动机内流场的流动及燃烧模型；对60mm实验发动机内流场进行了数值模拟．并通过与国外实验数据的比较，证实了该模型正确；通过数值模拟结果分析人口空气状态对发动机推力和比冲性能的影响，所得结论对冲压增程炮弹的设计具有较强的理论指导意义。     

带有钝体的弹用固体燃料冲压发动机工作性能

为发展一种弹用高性能冲压发动机,提出了在补燃室带有钝体的发动机设计方案,并数值计算对比分析了补燃室有无钝体方案下的内流场、燃烧效率、推力、比冲与总压损失。结果表明：钝体后部孔隙外侧有两个漩涡,孔隙内的高速气流与下部漩涡在一定程度维持了尾迹的稳定性,能够保证冲压发动机工作的平稳性;与参考固体燃料冲压发动机（不带钝体结构方案）相比,在补燃室中增加钝体能提高补燃室下游燃料与空气的掺混效果与温度,当进气质量流率为0.3 kg/s时,可使发动机推力和比冲提高约16.21%、燃烧效率提高约20.50%,但此增益效果会随着空燃比的增大而减小;当燃烧效率相同时,在补燃室中增设钝体,可以有效地缩减冲压发动机长度,为其他部件提供安装空间。     

冲压发动机二元进气道布局和压缩面位置对进气道性能的影响

建立了二元进气道的性能计算模型,分析了三种进气道布局和不同进气道压缩面位置的进气道性能,对比表明不同进气道布局和压缩面位置进气道的方案各有优缺点,为冲压发动机进气道方案的选择提供了理论依据。     

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.     

某两侧进气固冲发动机二次燃烧性能提升仿真研究

为了提高采用头部两侧进气布局形式的固冲发动机的二次燃烧性能,以某地面连管试验用固冲发动机为研究对象,分别从进气道出口形式和燃气喷射方式两个方面对补燃室掺混燃烧流场的影响进行了仿真研究.结果表明:进气道出口结构形式对该种布局方案的补燃室二次燃烧性能有重大影响;在保持进气道出口结构不变的条件下通过合理配置一次燃气喷射方式可以在一定程度上提升二次燃烧性能.     

弹用固冲发动机可调喷管气膜冷却数值研究

针对弹用固冲发动机鱼鳞片式可调收扩喷管进行气膜冷却研究,采用数值模拟的方法,研究了冷却气进口气流参数及冷却气进口环槽高度对冷却效果的影响。研究表明:冷却气流的总压须大于等于喷管主流总压;进口槽缝高度降低,冷却气流与主流掺混区贴近壁面,壁面气流温度较高;冷却气流和主流掺混区域与壁面不贴合时,随着飞行马赫数的增大,壁面气流温度反而略高。计算获得了能够保证喷管壁面温度低于800K、冷却气流量占主流流量7%的冷却方案,为固冲发动机可调喷管的设计打下基础。     

几何可调喉道双模态冲压发动机点火过程试验研究

在模拟飞行马赫数Ma=6、高度25km的条件下．文中针对几何可调喉道液体碳氢燃料双模态冲压模型发动机进行了点火过程的直连式试验研究。结果表明：借助几何可调喉道．可以提高模型发动机的点火性能．并且可以在低当量比下实现亚燃模态．而一旦亚燃阶段实现火焰驻留，通过几何喉道的调节．模型发动机可以平稳地实现亚燃／超燃间的模态转换过程。采用可变几何喉道结构对于简化几何完全可调双模态冲压发动机的设计、提高现有固定几何双模态冲压发动机的工作范围也具有一定参考价值。