爆震驱动式激波风洞对向后台阶周围流场的试验研究

在大力开展超燃冲压发动机研究时,需要在实验室里制造高焓流,发展超燃冲压发动机技术,要在极短气流流动时间里获得超声速流场内的稳定燃烧,吸入的空气同燃料喷入超声速流场的混合过程是最重要的问题之一。超燃冲压发动机内部流动是高焓流,因此,需要实验设备产生高焓流场。研究中,可以建造爆震驱动型激波风洞,来制造高焓流。为了得到“泰勒”条件,首先要研究该设备的性能。然后,把装有向后台阶的超燃燃烧室模型安装在实验段中,用彩色纹影技术演示流场。改变向后台阶的高度和喷射压力,可以研究燃料喷入到台阶后面的气流中台阶对空气和燃料混合特性的影响,纹影照片和压力变化显示台阶后燃料已着火,而且台阶高度是超声速流场中影响燃料着火的主要因素。     

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。     

缝隙喷射的喷射角对二维超声速混合流场的影响

在很短时间(约1 ms)内使燃料与主流空气进行混合燃烧,以及控制总压损失问题,是开发超燃冲压发动机的重要课题之一.作为燃料喷射装置,提出了从燃烧室壁面设定的缝隙喷射燃料的方法.介绍了试验装置、试验方法和数值计算方法及其结果与分析等.     

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。     

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.     

超声速燃烧室燃烧压力影响因素试验研究

采用试验研究的方法．在模拟飞行高度25km、来流马赫数6的情况下．在直连式试验台上对超燃冲压发动机燃烧室压力影响因素进行了初步研究。结果表明．燃料喷射位置的变化,改变了燃烧室内的放热区域,从而影响了燃烧室内的压力分布;在一定燃料当量比范围内．当量比越大燃烧室压力越高,但是当量比与燃料喷注压降耦合影响压力分布;在燃烧室后段设置深凹腔有利于提高燃烧室压力。     

对超声速燃烧室自动点火的支配参数研究

在推进超燃冲压发动机实用化的研究中，当前的主要课题之一是在高速气流中的燃料点火、保焰问题。利用数值分析再现了具有后向台阶的超声速燃烧室非反应混合流场，探讨了支配台阶／喷嘴间自动点火区的燃料浓度和滞留时间的参数。介绍了数值计算方法、计算结果及其分析。     

火箭/冲压发动机用含高热金属燃料推进剂的研究(1)——采用铝时的燃烧特性

1.绪言火箭/冲压发动机,是使火箭的不完全燃烧生成物与进入飞行体的冲压空气进行再燃烧的发动机。有人称它为管道火箭或简称冲压火箭。因为大部分氧化剂由空气代替,所以这种发动机不仅经济性好而且比推力也有所提高。特别是在火箭中采用固体推进剂时,火箭发动机不仅兼有燃料箱,燃料泵及燃料喷射阀的机能,而且也兼作从火箭发动机(下称一次燃烧室)喷管向冲压发动机燃烧室(下称二次燃烧室)喷出的一次燃烧生成物进行第二次燃     

超燃冲压发动机燃烧室准一维建模与分析

为了研究超燃冲压发动机燃烧室内气流变化规律,通过影响系数法,建立了超燃冲压发动机的准一维模型,该模型考虑了燃料质量添加、壁面传热、截面变化、壁面摩擦等影响因素,同时给出了燃烧室3种模态转换的边界条件。以单模块超燃冲压发动机为研究对象,仿真分析了超燃无激波模态和超燃斜激波模态下燃油当量比、攻角等参数对燃烧室气流参数的影响,结果表明,气流马赫数随当量比的增大、攻角的增大而减小。所建立的模型可为超燃冲压发动机总体设计及性能分析提供一种快速分析的手段。     

以多种形式向冲压-火箭补燃室供油的实验研究

为了减少燃烧室的长度,进行了以多种形式向冲压-火箭圆筒形亚音速燃烧室供油的实验研究。本实验由两种类型组成:一种是所有的燃料都通过多喷管火箭喷入二次燃烧室(补燃室);另一种是部分燃料直接喷入补燃室。对这两种实验结果进行了相互对照比较,并与以前所作的标准试验(在没有燃料喷射情况下的单喷管火箭试验)结果进行了比较。在这两种试验中,补燃室中混合和燃烧性能都比标准试验中的好些。在长燃烧室的标准试验中观察到的不稳定燃烧也消失了。在多喷管情况下,除了上述不稳定情况下的燃烧效率以外,混合和燃烧效率与燃烧室无量纲化(用喷管出口直径除燃烧室长度)长度之间的关系曲线变成一条曲线。在直接喷射燃料的情况下,当喷射流量很大时,其对燃烧效率的提高作用甚微。     

导入流方向涡对压缩性二重剪断层发展的影响

为促进超燃冲压发动机燃烧室中超声速气流与燃料流的混合，探讨了利用正弦曲线型后缘向压缩性剪断层导入流方向涡的效果。研究了改变正弦曲线的振幅、波长和相位对压缩性二重剪断层发展的影响。介绍研究试验方法及其结果等。     

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。     

入口气流参数对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响分析

为了研究固体燃料超燃冲压发动机燃烧室入口气流参数对发动机性能的影响,将固体燃料燃面退移速率模型耦合到准一维流动方程中,提出了一种燃烧室的准一维设计和性能分析方法。利用该方法,在飞行条件一定的前提下,改变燃烧室入口气流参数总压、总温、马赫数,得出了各工况下的燃烧室初始型面尺寸并分析了其性能。研究结果表明：在设计飞行条件下,提高燃烧室入口气流的总压和总温均能提高燃烧室的性能,但总温对燃烧室性能的影响更大;燃烧室入口较低的马赫数可以减小燃烧室的加热损失,提高燃烧室的性能;在入口气流质量流量和台阶面积比一定的条件下,提高总温和总压、减小马赫数,能提高燃面推移速率,减小燃烧室的长度。     

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。     

超燃冲压发动机的第一个40年

对近40年超声速燃烧冲压发动机（简称超燃冲压动机）技术的出现与成熟进行了综合的论述。根据对美国，俄罗斯，德国，日本，澳大利亚及其它国家已完成的或者正在进行的研究工作进行了论述，简单地叙述了超燃冲压发动机燃烧室研制的问题，鉴别了两种新出现的超燃冲压发动机的应用，即通向空间入口用碳氨燃料高速发动机和高超声速空射导弹用碳氢燃料发动机。     

瑞典的火箭冲压组合发动机

瑞典Volvo发动机公司为RRX5地空导弹研制火箭-冲压组合发动机几经有好几年了。这种组合发动机内冲压主发动机和固体火箭共用一个燃烧室。主发动机是以Volvo公司于五十年代开始研制的冲压发动机为基础,而固体火箭实际上是一个装有固体燃料的管子。因为尾喷管要适应固体发动机和冲压发动机不同的出口截面,所以在固体装药和喷管中加了一个中心锥,它在固体燃料燃烧后脱落。固体发动机     

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。     

超声速气流中的典型混合增强方法

超燃冲压发动机指空气以超声速进入燃烧室并与燃料进行混合和燃烧,但是在来流速度如此快的条件下,要实现燃料与空气的充分混合与稳定燃烧是很困难的,而稳定燃烧的先前条件是燃料与空气的充分混合。因此,增强混合的研究对超燃冲压发动机的发展起着重要的作用。国内外众多学者不断研究并提出混合增强方法来解决燃料与空气充分混合的问题,本文主要对混合增强方法中的横向射流、脉冲射流以及凹腔的研究进展进行总结与归纳,并对未来的发展提出展望。     

在侧向进气管道式冲压火箭发动机中安装锥形旋流器的影响

在侧向进气管道式冲压火箭发动机中安装锥形旋流器的影响１引言冲压火箭发动机为一个双模态推进系统，由一个固体火箭发动机和一个吸气式冲压喷气发动机组成。［１］。燃烧室起初装有固体推进剂，用于助推飞行阶段。助推阶段结束后，空的燃烧室被用作冲压喷气模式燃烧室，...     

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