补燃室头部距离对固冲发动机二次燃烧的影响

补燃室头部距离是影响固体火箭冲压发动机二次燃烧效率的关键参数,采用数值模拟的方法研究分析了该参数对固体火箭冲压发动机二次燃烧效率的影响,数值结果与同等条件下实验结果的对比分析表明：补燃室头部距离的增大,可增大头部的漩涡区,从而使固相颗粒在补燃室头部的驻留时间得以延长,这对固相颗粒的点火燃烧十分有利,但对提高整个补燃室掺混燃烧效率的作用有限,因此补燃室长度一定的情况下,存在一个最佳的头部距离。     

固体燃料冲压发动机内流场数值模拟

基于二维轴对称雷诺平均Navier-Stokes方程,数值模拟了带化学反应的固体燃料冲压发动机内流场,数值格式为二阶迎风格式,湍流模型为k-ε模型,燃烧模型为涡耗散模型.分析了燃烧室内的流场结构、压力分布及化学组分分布.在化学计量比条件下,分别研究了空燃比与补燃室长度对发动机性能参数的影响.研究结果表明,随空燃比增大,发动机推力减小,比冲和燃烧效率随之提高;随着补燃室长度的增大,发动机推力、比冲和燃烧效率均提高.     

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.     

凹腔对含硼固体火箭超燃冲压燃烧特性的影响

凹腔常用来增强超燃冲压发动机中空气与燃气掺混、提升火焰稳定性及燃烧效率,然而超音速燃烧室内的燃气流场特性依赖于凹腔结构及其分布。为优化凹腔结构及其分布,提升固体火箭超燃冲压发动机补燃室内的燃烧性能,采用数值方法计算分析凹腔长深比、后倾斜角对含硼固体火箭超燃冲压发动机燃烧特性的影响。计算结果表明：在凹腔长度不变时,取凹腔长深比分别为5.00、3.75、3.00、2.50、2.18、1.85、1.67,硼颗粒燃烧效率与比冲随着长深比减小先增大、后减小,在长深比为1.85时最大;当凹腔长深比为1.85、凹腔后倾角从90°变化到175°时,随着凹腔后倾角增加,硼颗粒燃烧效率增加,175°时燃烧效率最大,但其总压恢复系数及比冲最小,比冲在165°时最高。     

进气形式对冲压发动机二次燃烧的影响

为增强冲压发动机补燃室内燃料与空气的掺混效果,提高二次燃烧效率,采用RNGk-ε湍流模型和单步快速化学反应,通过非结构网格上的SIMPLE算法,对不同进气形式的冲压发动机二次燃烧流场进行了数值模拟,获得了流场参数分布。研究表明采用一次进气方式和增加两进气道间夹角的方法均可增强燃料与空气在补燃室内的掺混效果,二次进气方式有利于补燃室的热防护。研究结果为冲压发动机的设计提供了一定参考。     

喷嘴特性对水冲压发动机性能的影响

为研究燃烧室喷嘴特性对两次进水水冲压发动机比冲性能的影响规律,建立了发动机补燃室两相反应模型,通过地面直连试验验证了模型的合理性;对不同一次喷嘴雾化锥角、喷射速度下的镁基水冲压发动机内部燃烧组织进行了数值模拟,结果表明,一次喷嘴雾化锥角在110°附近时,发动机比冲效率最优;一次喷嘴喷射速度在38.4～50 m/s时,发动机比冲效率最优.     

固体燃料冲压发动机旁路进气对硼粒子燃烧的影响

本研究报告论述了固体燃料冲压(SFRJ)发动机单个硼粒子燃烧特性的理论预测。研究表明在,主燃烧室中硼粒子不能完全燃烧。为了得到较高的燃烧效率,对使用旁路进气的补燃室方案做了试验。结果表明在,0.5m长的补燃室中,大部分的硼粒子都能完全燃烧。     

高温燃气射流对固冲发动机二次燃烧效率影响研究

为进一步提高固冲发动机的二次燃烧效率,文中提出了在固冲发动机补燃室头部引入高温燃气射流增强掺混燃烧的技术思路,并开展了仿真和验证试验工作。仿真分析表明：当在补燃室头部引入高温燃气射流时,能够提高补燃室头部流场的温度,使得燃料更易于燃烧,从而提高了固冲发动机的二次燃烧效率;试验结果也验证了在固冲发动机头部引入高温燃气射流,能够使固冲发动机的二次燃烧效率由81.3％提高到88.7％。     

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。     

聚乙烯在高速冲压推进动能弹中的燃烧特性数值模拟

为了研究聚乙烯在高速冲压推进动能弹中的燃烧特性,进行了高速冲压推进动能弹全弹一体化流场的数值模拟研究,分析了冲压发动机工作和非工作时流动特性差异,以及冲压发动机工作时聚乙烯的燃烧和推进特性。结果表明,冲压发动机工作时,燃烧室内压力均匀,中心轴线平均压力约为2.1MPa。随着轴向距离x的增大,火焰锋面先靠近固体燃料表面后逐渐远离。在再附着点之前,随着轴向距离x的增大,固体燃料的表面温度与燃面退移速率均持续增大,在再附着点附近达到最大值,然后不断减小。在本研究设计的气动构型下,高速冲压推进动能弹产生的额定推力、净推力分别为250N和76N,基于燃料的比冲为10593m·s~(-1)。     

高速冲压推进动能弹自点火工作过程数值模拟研究

为了研究高速冲压推进动能弹在自点火过程中的工作特性,数值模拟了基于聚乙烯为固体燃料的高速冲压推进动能弹自点火过程,分析了自点火过程中的点火延迟时间,喷管出口堵盖打开前燃烧室的流场变化规律,以及堵盖打开火焰稳定后燃烧室流场变化规律和全弹性能。结果表明:高速冲压推进动能弹由于其初始的独特结构(喷管出口堵塞),点火延迟时间短,自点火能够成功进行;堵盖打开前,燃烧室压力发生了剧烈的振荡,并且燃烧室内化学反应增强了振荡效应;堵盖打开并且燃烧室火焰稳定后,高速冲压推进动能弹的额定推力为283 N,净推力为83 N,基于聚乙烯燃料的比冲为9129 m·s-1。     

固体燃料冲压发动机结构对性能的影响

在固体燃料冲压发动机 (SFRJ)性能分析基础上 ,通过数值模拟 ,研究了入口台阶相对高度、燃烧室和补燃室长度比对发动机推力、比冲的影响 .这种影响在不同飞行高度和速度下是一致的 .并分析了产生这些影响的原因 ,提出了相应的设计意见 .该研究将是导弹 -固体燃料冲压发动机一体化设计的基础     

中心锥对液态燃料旋转爆轰发动机工作过程与性能的影响

为分析中心锥对液态燃料旋转爆轰发动机(RDE)工作特性的影响,在环形阵列式RDE上,以汽油/富氧空气为工质,开展了液态燃料RDE实验研究。测量发动机在不同中心锥位置l/L（l为燃烧室内壁面等直段末端与燃烧室外壁面末端的距离,L为燃烧室外壁面长度）和中心锥锥角θ时的一维推力,分析了推力和燃料比冲的变化趋势。实验结果表明：改变l/L和θ未对旋转爆轰波传播模态产生影响,各工况下旋转爆轰波均为双波对撞模态;受预爆轰管切向喷注孔的影响,双波对撞点无法稳定于预爆轰管出口附近;爆轰波传播速度和频率随中心锥位置的前移呈下降趋势,当l/L=0%、θ=20°时,推力和燃料比冲分别为951.6 N和1 151.8 s, 为所有实验工况中最大值;随着l/L或θ增大,爆轰产物轴向膨胀距离变短,中心锥头部突扩位置处膨胀波影响增强,外流场中心锥型面约束作用减弱且高温燃气径向膨胀增强,发动机出口高温燃气轴向分速度逐渐减小,发动机推力和燃料比冲逐渐减小;当l/L>25.5%或θ>40°时,受熄爆再起爆和膨胀波增强影响,发动机推力和燃料比冲下降速率增大。     

喷管对连续旋转爆轰涡喷组合发动机性能影响的数值研究

采用共轴环包式双燃烧室模型,通过数值模拟探讨了尾喷管结构参数对连续旋转爆轰涡喷组合发动机燃烧室及喷管流场结构和性能的影响。采用40%富氧空气为氧化剂,煤油蒸气为燃料,物理模型由外环内径93 mm、外径113 mm、长度85 mm的环形旋转爆轰燃烧室和内腔直径83 mm、长度85 mm的共轴涡喷中心流道组成,计算域包括带有共用等直喷管、独立等直喷管以及2种不同收缩比的拉法尔喷管的连续旋转爆轰涡喷组合发动机的燃烧室和喷管流场。数值结果表明：旋转爆轰燃烧室在发动机带有不同尾喷管时均能够形成稳定自持传播的爆轰波,不同喷管构型对爆轰燃烧室内的流场结构与参数影响较明显。相比于独立等直喷管,对于爆轰波峰值静压与波速的影响上拉法尔喷管起到有效的提升作用,但收缩比的增加会导致预混气喷注不均匀,影响爆轰波自持传播的稳定性;共用等直喷管则轻微地降低了爆轰波峰值静压与传播速度,提高了预混气喷注区域和波头的高度。在该文所选工况下,较大收缩比的拉法尔喷管能明显地改善喷管出口的状态,对发动机的推力与燃料比冲提升最显著,高达16%。     

波瓣掺混装置作用下SPATR冲压燃烧室内流场研究

设计了一种用于SPATR冲压燃烧室掺混燃烧的波瓣掺混装置。用数值模拟方法对无波瓣掺混装置和三种结构的波瓣掺混装置作用下的冲压燃烧室内流动和掺混燃烧情况进行了仿真。结果表明：在波瓣掺混装置作用下,冲压燃烧室表现出了很好的头部和整体冷流掺混效果,并使冲压燃烧室的掺混燃烧性能得到大幅提升;冲压燃烧室的冷流掺混和掺混燃烧性能随波瓣掺混装置穿透率的增大呈先增强后减弱的趋势;当穿透率为0．6时,冲压燃烧室的掺混效率达到0．910,温升达到1127K,表现出了较好的冷流掺混和掺混燃烧效果。     

利用嵌金属丝药柱调节固体火箭发动机推力的计算研究

提出一种组合应用嵌金属丝药柱和引入负热流的方法实现火箭发动机推力调节的技术方案,即通过在金属丝暴露在燃气部分加入负热流改变沿金属丝燃速来改变发动机工作压力,实现对推力的调节。可行性研究的初步计算结果表明,该方案能够在一定范围内实现对火箭发动机工作特性的调节,推力大小随负热流密度的增加而减小;从加入负热流密度到推力重新稳定有一段滞后时间,滞后时间随负热流密度的增加而上升。方案的优点是控制系统结构简单,控制箱不需工作在高温条件下。