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固体火箭冲压发动机补燃室流场计算方法研究进展 总被引:1,自引:1,他引:0
自七十年代以来人们使用实验和CFD手段对固体火箭冲压发动机补燃室流场进行了不断的分析研究。本文简要介绍了实验概况和数值模拟所用的物理模型和计算方法,最后提及新近发展的耦合解法-块隐式法。 相似文献
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通过对采用固体火箭冲压发动机和固体火箭发动机的导弹在不同高度下的弹道性能计算和分析,得出采用固体火箭冲压发动机的导弹在射程、速度、机动性等方面都比采用固体火箭发动机的导弹具有很大的优越性,希望能够为我国今后发展固体火箭冲压发动机技术提供一些理论支撑。 相似文献
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实验证明冲压火箭发动机的飞行性能不仅与固体燃气发生器的燃烧性能有关, 而且与吸入空气流量有很大关系, 因此其性能最终取决于飞行速度与高度。以燃料的燃气流量与空气的混合比为参数, 求出了喷管截面积与进气口截面积的关系。明确了增加射程的条件与飞行速度的关系随飞行高度而变化 相似文献
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研究了采用仪器物理方法对固体燃料冲压发动机燃烧产物进行化学分析的可行性,并寻求不同技术的优缺点。采用了固体燃料冲压发动机试验装置进行试验。用污浊热空气与含硼端羟基聚了二烯固体燃料药柱燃烧。燃烧产物的试样由伸入后燃烧室的水冷式取样器取出。先用湿化学分析法分析收集到的物质,然后再用俄歇电子能谱法、X射线光电子能谱法、X射线衍射法分析。获得了包括深度分布的详细谱图。研究表明,硼的含量随深入试样的深度的增加而增加,而氧化硼的含量却随深度的增加而减少。X射线衍射方法提供了更多的详细情况。因为X射线衍射法涉及全部样品,所以它是定量测定燃烧效率最好的方法。采用俄歇电子能谱法能对单一微粒进行分析,但在这里不行,因为燃烧产物中的硼微粒只有1μm。研究得出的另一结论是,主要燃烧产物总是末燃烧的硼和氧化硼(与水形成硼酸),副产品是碳化础和氮化硼。 相似文献
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冲压发动机控制系统一般通过设置必要的限制函数来防止发动机出现不稳定工作状态,在尽可能大的范围内进行推力调节,从而使飞行器的性能较优.文中在分析固体火箭冲压发动机控制难点的基础上,对发动机转级之后的工作过程提出了4种控制方案,并进行了对比分析.文中研究内容可以为固体火箭冲压发动机控制方案的选择提供一定参考. 相似文献
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固体火箭冲压发动机无喷管助推器性能分析 总被引:2,自引:0,他引:2
采用一维准定常方法,对整体式固体火箭冲压发动机的无喷管助推器内弹道进行了计算.计算结果表明,随着燃面的推移,燃烧室压强下降很快,而推力增大;助推器比冲偏低;对于高燃速固体推进剂,燃速沿通道降低,固体装药通道燃烧成先收缩再扩张的形状. 相似文献
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为给固体火箭冲压组合发动机补燃室的进气道设计提供参考,研究了空气两次进气对补燃室燃烧效率和内壁烧蚀环境的影响。采用标准k-ε(k为湍流动能,ε为耗散率)模型、涡耗散模型和King硼颗粒点火模型,分别对空气一次进气和两次进气两种补燃室的多相流燃烧进行数值模拟,并进行对比分析。研究结果表明:两次进气可包覆混合燃气,并将其向内挤压,压缩高温区域,改变氧气分布,从而减小高温内壁面积,降低低温壁面温度,减少贴近壁面的凝聚相颗粒数量,从而减弱对壁面的热烧蚀、氧化和凝聚相颗粒侵蚀作用,同时,因造成的动能损失更大,减小了贴近内壁的气流速度,可减弱气流冲刷作用,二者共同作用,较大程度改善补燃室内壁的烧蚀环境;两次进气对补燃室的燃烧效率影响不大,一次进气和两次进气补燃室的总燃烧效率分别为80.68%和80.18%;综合燃烧效率和内壁烧蚀环境两方面,表明两次进气形式优于一次进气形式。 相似文献
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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。 相似文献
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固体火箭冲压发动机燃气流量调节技术与实验研究 总被引:4,自引:1,他引:3
对固体火箭冲压发动机燃气流量调节技术进行了论述,阐述了固体火箭冲压发动机燃气流量调节技术在设计上的一些基本思想及研究成果. 相似文献
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