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直接加热对固冲发动机地面模拟性能影响的理论分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为了模拟飞行状态下进入补燃室的空气总温,在地面模拟试验中要对空气加热。通过直连模拟计算,研究了常用加热器燃料(氢气、煤油、甲烷和酒精等)对含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机性能的影响。结果表明,当按照气流中含氧量与纯净空气一样进行补氧时,气流中的含氧量能模拟纯净空气中的含氧量;直接加热、补氧的直连模拟计算所得的发动机真空比冲相对偏差与加热空气的燃料种类有关,以氢气为燃料的相对偏差大于0,而其它3种燃料的相对偏差小于0;从污染空气对真空比冲相对偏差的影响分析,污染空气对发动机性能的影响很小。 相似文献
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为了突破冲压发动机地面试验系统关键组件空气加热器稳定燃烧的关键技术,提出了一种液氧/酒精/空气三组元高效稳定的组织燃烧技术,对该加热器技术方案进行了缩尺试验研究,并验证了不同的空气流量比例对加热器点火特性和燃烧特性的影响.试验表明,该加热器具有点火可靠、启动迅速、燃烧稳定和大范围变工况的工作能力以及燃烧效率最高达到0.98的燃烧特性.研究发现,当加热器的空气流量比例由40%增加到70%时,并没有对点火启动特性和燃烧稳定性产生不利的影响,但是引起燃烧效率下降了0.03.从侧面验证了在液体火箭发动机燃烧器中增加少量的空气可以提高燃烧稳定性和燃烧效率. 相似文献
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空气涡轮火箭发动机热力循环特性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
《火箭推进》2015,(4)
采用热力学第一定律分析法分析了液体推进剂空气涡轮火箭发动机(Air Turbo Rocket,ATR)的基本热力过程,通过能量平衡计算得出了理想循环功、热效率和发动机比冲,确定了影响理想热力循环性能的5个特征参数,进而分析了地面静态和飞行状态下热力学特征参数对发动机热力循环性能的影响规律。结果表明:提高燃烧室温比、发生器温比和涡轮落压比有利于ATR循环功和燃料比冲性能的提升,提高压气机压比将在增大循环功和热效率的同时降低燃料比冲性能;理想循环热效率随来流马赫数的增大而增大,循环功和燃料比冲随来流马赫数的增大而先增大后减小,存在极大值。 相似文献
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直连式试验和自由射流试验是冲压发动机开展地面模拟试验验证过程中最为普遍的两类试验。通过对比两类试验对来流条件的实现情况,说明加热器工作参数和来流组分等模拟要素符合试验要求,在此基础上分析同款超燃冲压发动机的直连式和自由射流试验结果,并结合仿真分析结果开展论述。结果表明:针对相近试验工况,两类试验中进气道流动形态一致性较好;进发匹配工作特性方面,自由射流试验中的结尾激波位置普遍靠后,其安全工作裕度高于直连式试验;在直连式试验中,基于沿程静压测值方法得到的发动机比冲与自由射流试验台测得的发动机比冲接近。 相似文献
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高马赫数来流超燃冲压发动机燃烧流场分析 总被引:2,自引:0,他引:2
《宇航学报》2017,(1)
以模拟自由来流马赫数12的地面试验氢燃料超燃冲压发动机为研究对象,应用商用计算流体力学软件CFD++;针对高马赫数来流下的超燃冲压发动机的典型流场结构、空间释热分布、预混/非预混燃烧模式和火焰稳定机理开展了分析研究。计算中采用7组分、9反应步的氢气/氧气动力学模型,使用壁面函数结合两方程剪应力输运模型,基于雷诺时均化方法开展计算,数值结果与试验数据相符较好。1)验证了CFD++软件在高马赫数来流下的适用性和计算精度;2)分析了高超声速来流下的燃烧室流场特征;3)获得了高马赫来流条件下的发动机燃烧效率、释热区间、预混/非预混燃烧模式的空间分布规律;4)为进一步开展高马赫数下的发动机精细化流场计算和多尺度燃烧过程研究提供了重要依据。 相似文献
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为了研究含硼推进剂固冲发动机补燃室结构对二次燃烧点火特性和稳态燃烧性能的影响,选择头部距离、补燃室长度和空气入射角度作为结构设计参数,设计了模块化固冲发动机地面试验装置。基于正交试验原理安排试验方案,并开展地面直连试验。试验结果的极差分析表明,结构因素对二次燃烧点火延迟时间影响由强到弱依次为补燃室长度>空气入射角度>头部距离,对二次燃烧效率影响由强到弱依次为头部距离>补燃室长度>空气入射角度。方差分析表明,补燃室结构因素对点火延迟影响不显著,头部距离对二次燃烧效率影响作用较显著,其他因素对燃烧效率影响作用有限。 相似文献
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首先完成了一种典型DMSJ发动机流道型面和燃烧组织设计,该发动机在M_∞=4.0和6.0时的比冲分别为1 029.6 s和899.9 s。以此DMSJ发动机流道为基础,在隔离段一侧布置火箭发动机,形成RBCC发动机流道。数值模拟研究表明,低马赫数时,火箭台阶及下游流道型面变化对发动机性能影响有限;保持DMSJ发动机燃料喷注方案不变,RBCC发动机在M_∞=4.0时,冲压模态比冲可达到1 052.8 s。高马赫数时,由于燃烧组织位置靠前,必须对DMSJ发动机原有的燃料喷注方案进行调整,才能确保RBCC发动机达到与前者相当的比冲水平,经过调整本文RBCC发动机M_∞=6.0时冲压比冲达到了887.8 s。因此,基于目前较成熟的DMSJ发动机进行高马赫数RBCC发动机设计,是一条快速可行的技术途径。 相似文献
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采用非定常数值模拟方法研究了空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机燃烧性能的影响,并研究了节流流量和节流撤去时间对节流效果的影响。在发动机入口马赫数2.0、静温656.5K、静压0.125MPa的条件下,无空气节流时发动机下壁面稳焰失败,壁面压力较低;有空气节流时发动机下壁面燃料稳定燃烧,壁面压力较高。空气节流可以有效地提高发动机的推力性能,可以改变发动机的燃烧模态。随着节流流量和节流撤去时间的增加,燃烧越来越剧烈,壁面压力逐渐升高,可能影响进气道的起动。节流可能促使流场产生振荡现象,通过改变节流流量也可以消除振荡现象。 相似文献
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王壮李钰航张蒙正南向军 《火箭推进》2023,(6):82-89
为探究椭圆微扩和异形变截面这两种结构隔离段对RBCC发动机推力性能的影响,以某构型RBCC发动机试验件为研究对象,对比了地面试验与数值模拟发动机下壁面中心线上的静压分布,验证了数值模拟结果的准确性。在来流马赫数为3、余气系数为1.5的工况下,通过数值模拟对两种隔离段构型下RBCC发动机燃烧室内的流动燃烧过程及发动机的推力性能进行了对比分析。结果表明:异形变截面隔离段的抗反压性能明显低于椭圆微扩隔离段;当燃料释热较为集中,燃烧室内压升比相对较大时,异形变截面隔离段的下壁面处会产生较大的流动分离区,且一直向下游延伸,进入燃烧室,使得燃烧室入口的流场均匀性较差,从而降低发动机的推力性能。 相似文献
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《固体火箭技术》2020,(3)
针对固体冲压发动机在自由射流试验中的空气捕获量测量难题,基于直连和自由射流试验发动机补燃室中流场具有相似性的特点,提出了一种利用发动机喷管作为临界截面来进行自由射流试验进气道空气捕获量标定测量的新方法。开展了相同构型下直连试验和自由射流试验流场仿真分析,仿真结果表明相同构型下直连和自由射流发动机补燃室出口截面流动参数分布具有相似性,且在相同工况下该截面上压强和空气总温基本相同。基于所提出的空气捕获量标定方法,开展了相同来流组分条件下的地面直连试验和自由射流试验,通过地面直连试验得到的系数对自由射流试验的空气捕获量进行了标定,结果表明直连吹风试验获得的流量系数数据较为稳定,最大散差不超过0.5%,获得的自由射流试验进气道空气捕获量与数值仿真结果吻合较好,最大偏差为2.5%。 相似文献
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一次火箭流量对RBCC性能影响的数值和实验研究 总被引:2,自引:2,他引:0
利用三维两相数值计算方法和地面直联试验系统,开展了不同来流速度下一次火箭流量变化对发动机性能的影响。数值研究结果表明,在不同来流条件下,一次流流量的增加对发动机推力和比冲的贡献不同,在低速条件时,一次火箭流量的增加对来流空气的加热以及缩短二次燃料的雾化蒸发时间和距离起着积极的作用,对性能的提高有一定作用;当来流速度较高时,过大一次流流量对流动通道产生了阻塞效应,造成对推力和比冲贡献作用的减小。试验结果验证了数值研究得到的规律,特别在高马赫数条件下,一次火箭流量的增加对推力和比冲的贡献是减小的,且飞行速度越高,这种贡献越小。无论低速还是高速来流条件,存在着一个优化的一次流流量,这对提高发动机性能有很大好处。 相似文献
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针对高马赫数飞行条件下(Ma=8,其中燃烧室内流马赫数为3.88)超燃冲压发动机燃烧组织方案的优化问题,采用三维可压缩雷诺平均(RANS)数值模拟方法对采用不同燃料喷射角度和凹腔后倾角的燃烧方案进行了数值模拟研究。结果表明:高马赫数下燃烧主要集中在凹腔和燃烧室近壁区,随着燃料喷射角度的增大,燃烧反应更加剧烈;增大燃料喷射角度和减小凹腔后倾角能提高混合效率,从而提高燃烧效率,燃烧也更充分,但是燃烧引起的总压损失也会相应地提高;高马赫数条件下发动机内流阻力很大,大约是发动机净推力的7~8倍,而增大喷射角度和减小凹腔后倾角有利于提高发动机的推力性能,其中采用135°的逆向燃料喷入方案获得的正推力最大,此时燃烧位置相对靠前,有利于燃烧室设计尺寸的小型化。 相似文献
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对固体超燃冲压发动机的模态转换现象和燃烧室工作特性开展了地面直连试验和数值模拟研究。试验在Ma=6,25 km的条件下实现燃烧模态由超燃转换为亚燃,再转换为超燃的动态变化。数值模拟获得了对应燃烧模态下发动机燃烧室的流场参数变化及工作特性。将隔离段出口马赫数作为燃烧模态判别准则,基于隔离段绝热假设计算出隔离段出口马赫数,实现发动机燃烧模态的实时判别,并通过数值模拟结果验证了该方法的可行性。试验结果表明,改变燃料喷注方式能够实现燃烧模态的变化,亚燃模态下的性能明显高于超燃模态。数值结果表明,发动机隔离段及燃烧室内激波强度和位置受到横向射流与燃烧释热的共同影响,且不同燃烧模态下影响激波的主要因素不同。发动机燃烧室工作在亚燃模态下的性能最佳,总压恢复系数为0.44,总燃烧效率为0.79。其中,亚燃模态下硼颗粒和碳颗粒的燃烧效率分别为0.78和0.65。 相似文献