RBCC引射火箭模态二次燃烧实验

为了提高RBCC引射火箭模态的推力性能,探索热力壅塞对引射模态推力的影响,开展了二次燃烧实验研究。引射火箭采用二元支板结构,燃气发生器采用多个喷管以加强混合,二次燃料喷嘴为小流量直流自击式喷嘴。通过实验,获得了燃料的质量流率、燃料喷射位置和物理喉道面积对推力的影响。结果表明:合适的燃料流量和喷射位置可以在静态条件下产生推力增强。     

基于亚燃RBCC构型的引射模态一次火箭节流策略研究

为了探究亚燃RBCC构型在引射模态下的性能表现和一次火箭节流规律,本文基于一设计点为亚燃模态的RBCC构型,开展了进气道/燃烧室一体化内流道的数值模拟工作,分析了一次火箭流量变化对进气量、流道压力分布、推力和比冲的影响,最终给出了引射模态下一次火箭的节流策略。结果表明：引射模态下,一次火箭流量调节对RBCC性能的影响非常复杂,且规律性和一致性较差;在亚声速引射模态,建议一次火箭以大流量工作,暂不考虑比冲性能;在超声速引射模态,建议一次火箭以小流量工作;为了提升进气道启动点附近RBCC的比冲性能,建议尝试二次燃料的喷注燃烧,但必须充分考虑对进气系统的不利影响。     

构型及二次燃烧对RBCC引射模态推力性能的影响

提出了掺混度模型并数值研究了五种构型和两种燃烧组织模式对RBCC发动机引射模态推力性能的影响,其中改进构型获得了推力增强.得出如下结论:(1)在引射掺混的前段,掺混过程主要由一次流喷管结构决定.而在引射掺混后段,后体构型对掺混过程影响较大.(2)获得较高掺混速率、较优引射比并在掺混过程中产生高于环境压强的流动状态是改进构型获得推力增强的两个重要因素.(3)与SMC燃烧组织模式相比,改进构型的SPI模式有效延迟了二次燃烧,不仅提高了燃烧效率而且没有使引射比过度下降.     

辅助活门对串联TBCC排气系统的影响研究

在低落压比状态下,对有无辅助活门的两种串联式TBCC组合喷管开展了数值模拟计算,并对包含辅助活门的串联式组合喷管进行了实验研究,通过分析其壁面沿程压力分布与波系结构的变化情况,探究辅助活门对串联式组合喷管气动性能的影响。结果表明：辅助活门结构减少主流喷管外壁面的流动分离区范围,有效的提高了组合喷管内推力。带辅助活门型组合喷管能够引射环境气流,减少引射喷管壁面的回流区范围与底部阻力,从而减少推力损失,提升组合喷管整体性能。提高次流压比或降低主流压比,主流喷管出口处欠膨胀程度降低,声速线往下游方向移动,主流流量减少。提高主流压比或者次流压比都能使辅助活门引射环境气流量增加。辅助活门进气通道距离会改变次流射流与引射喷管的相对位置,距离过小或过大都会造成引射环境流体流量减小。     

带第三流路辅助进气的引射喷管流动特性研究

为避免低落压比条件下引射喷管内气流过膨胀,本文研究了第三流路辅助进气门开启状态下引射喷管的内流特性,分析了飞行马赫数为0,主喷管落压比为2.1,次流流动状态分别为回流和顺流对引射喷管流动特性的影响规律,并获得了不同辅助进气门开度下次流通道的最小顺流压比。结果表明：当次流为回流状态时,逐渐增加辅助进气门开度,主流过膨胀程度逐渐降低,第三流路流量的增加使剪切层内动量传递效率提高,引射喷管的推力系数从0.60提升至0.73;当次流为顺流状态时,随着辅助进气门开度的增加,次流流量减少,主流过膨胀程度逐渐增大,第三流路流量的增加使剪切层内动量传递效率降低,推力系数则从0.97下降至0.75。次流为顺流状态时引射喷管的推力系数整体高于次流为回流状态,因此当次流处于顺流状态时引射喷管取得更优的推力性能。但在低马赫数状态下,次流流动极有可能出现倒流,此时适当增加辅助进气门的开度有益于改善推力性能。随着辅助进气门开度逐渐增大,次流的最小顺流压比呈逐渐上升趋势。     

轴对称分开排气喷管改混合排气喷管设计方法

为将涡扇发动机轴对称分开排气喷管改型设计为混合排气喷管以获取混合推力增益且改变其红外辐射(IR)特征，提出了一套基于CFD数值计算评估的轴对称分开排气喷管改型设计方法。研究结果包括:①提出了内、外涵气流不同程度掺混时推力的估算方法，估算值与真实值的误差在所研究参数范围内不超过0.005；②分析了内、外涵气流掺混对改型设计的影响，喷管外涵气流与内涵气流的总压比在0.8~1.5之间且掺混度大于0.1时混合排气最有可能产生推力增益，且掺混越好，增益越高；③轴对称分开排气喷管改型设计为带环形混合器的混合排气喷管后，推力系数增加0.0087~0.0126，而采用波瓣混合器时喷管的推力系数则增加0.0289；④相比于分开排气，混合排气喷管在0°~15°方向上的红外辐射强度有所增加，但在其他所有方位角上均大幅下降，最大降幅为77.5%。      

RBCC引射模态气流抵抗反压能力受掺混程度影响研究

为了获得气流的掺混效果与引射过程总体性能的关系,研究了轴对称引射流场中圆形和环形喷管的掺混程度及其对引射比和气流抵抗反压能力的影响。以一次流动量覆盖整个横截面位置为分界截面,将引射流场中的掺混分为上游掺混和下游掺混两个过程。研究表明,气流的引射效果以及抵抗反压能力几乎不受下游掺混过程掺混程度影响,而是由分界截面的掺混程度决定。上游掺混过程决定了分界截面的掺混程度,对引射过程的引射比以及抵抗反压能力有明显影响,分界截面位置的掺混程度越高,被引射的二次流流量越大,抵抗反压能力越弱。对于RBCC发动机引射模态,引射比和抵抗反压能力指标相互矛盾,不应以引射比为唯一目标。     

二次流对带间隔式进气门引射喷管流场的影响

通过仿真研究了跨声速飞行状态下（Ma=1.2）一种带间隔式进气门的引射喷管流动特性,获得了二次流对三次流流动状态、喷管流动结构以及推力性能的影响规律。结果表明：带有间隔式辅助进气门的引射喷管内部存在显著的横向流动,诱导产生了多对流向涡结构,沿着流动方向流向涡的尺度逐渐减小。主流始终处于过膨胀状态,主导了引射喷管的内流流动,并和二次流之间形成了一道剪切层结构。随着二次流落压比的升高,二次流和三次流流量增加,其对主流的束缚作用增强,主流过膨胀现象得到有效抑制,推力性能从0.698增加至0.819。     

利用ENSAAP程序计算喷管超音段壁面排气引射冷却系统性能与分析

在基线发动机性能计算的基础上,利用引射喷管抽吸特性和二次流进气系统的流量平衡技术,研究并提出了一种多缝引射喷管方案,用于降低喷管超音段壁面的温度,并开发出多缝引射喷管尺寸与分析程序ENSAAP。利用该计算程序,可分别计算设计条件下和非设计条件下的冷却空气流量和安装多缝引射喷管后所造成的安装推力损失,以及安装多缝引射喷管对发动机重量和飞机航程的影响。本项研究为发展具有低可探测性的先进发动机排气系统提供了可行的冷却方案和设计基础。      

RBCC发动机超燃/火箭模式流场数值模拟研究

针对进排气系统与燃烧室匹配工作的中心支板式火箭基组合动力循环(RBCC)发动机,通过数值模拟研究了RBCC发动机在低动压、高速高空域飞行条件下以超燃/火箭模式工作时的燃烧流场特征,并分析了支板火箭喷管出口流量的变化对燃烧流场的影响。结果表明:在超燃/火箭模式下,支板火箭工作能促进燃料与空气的掺混燃烧,实现发动机稳定工作,同时可提升发动机的推力性能;随着支板火箭流量的增加,发动机产生的总推力逐渐增大,总推力与火箭流量大小近似成正比;随着火箭流量的增加,燃烧室中的流动状态向以超声速流动占主导地位发展,进气道的抗反压能力得到提升。      

火箭基组合循环发动机引射模态流动分析

应用迎风格式有限体积方法求解N－S方程的基础上，数值模拟了火箭基组合循环（RBCC）发动机引射模态进气道／混合段／燃烧室／尾喷管／引射火箭内的流动过程，分析了引射模态流道中的复杂流动结构，从理论上探讨了火箭引射模态工作过程机理，讨论了RBCC实验模型的混合性能，最后与实验结果进行了比较，二者吻合较好，这些结果为RBCC发动机火箭引射模态工作过程的深入研究和性能优化提供了一定的理论依据。     

RBCC混合燃烧模态一次火箭对燃烧稳定影响

通过RBCC三维构型的数值计算,详细研究了一次火箭流量变化对于整个燃烧流场的影响。研究表明,对于RBCC逐级扩张型燃烧室,处于混合燃烧模态时,仅依靠凹腔作为火焰稳定器很难实现整个流场有效的燃烧组织和火焰稳定;一次火箭火焰羽流可以为混合燃烧模态提供引导火焰,改变燃烧组织形式,跟凹腔配合实现二次喷注燃料与来流的充分掺混,提高流场的燃烧稳定性能,为实验研究提供了明确的方向。通过RBCC实验研究,也证明了开启小流量一次火箭能够促进整个流场的燃烧稳定,燃烧性能有很明显提高。一次火箭流量还需控制在一定流量范围内,才能既有效提高燃烧室火焰稳定和火焰传播能力,又能够保证进气道的稳定工作性能。     

热水火箭发动机喷管性能的影响因素

为了更好地了解影响热水火箭发动机喷管性能的因素,分别对不同参数条件下喷管内流场进行数值模拟.重点研究不同初始条件如不同初始压力、初始气体体积分数及过冷度和不同喷管结构如不同扩张比、收敛半角及扩张半角对推力的影响规律,计算结果表明:初始压力越大,推力越大;随着初始气体体积分数增大,推力会有一个先增大后减小的过程;热水火箭发动机内部初始温度越接近于饱和温度,推力越大;随着扩张比的增加,推力会有一个先增大后减小的过程;收敛半角对推力影响不大;扩张半角越大,推力越小.      

流体喉部推力调节特性实验

采用空气与水作为二次流工质,进行流体喉部的冷流实验,研究了固体火箭发动机流体喉部的推力调节特性.分析了不同二次流工质、注射方式,注射流量下的推力响应时间、扼流性能、推力偏角和推力效率.实验结果表明:注射液态二次流推力响应时间更短;扼流性能、推力偏角与二次流的注射位置及注射角度有关,且随流量比的增大而增大;相同的流量比下,气态二次流的推力性能要比液态二次流的效果更好,但提供相同的流量比,液态二次流需要压比更小,且流量比的调节范围更大.      

基于气固两相双流体模型研究火箭发动机斜切喷管流场特性

为了研究火箭发动机(SRM)斜切喷管的两相流动特性,采用气体-颗粒相双流体模型,并结合多区域混合网格技术,对发动机斜切喷管内气相与颗粒相的相互作用规律进行研究,探索颗粒直径与颗粒质量分数变化对发动机喷管气固两相流动特性的影响。结果表明:固体颗粒相的存在,对发动机斜切喷管的流场结构产生重要影响,导致喷管轴线附近存在一个燃气流动速度较低,温度较高的区域。同时,喷管壁面附近存在无粒子区,随着颗粒直径的增加,无粒子区域的范围逐渐扩大。并且,颗粒直径越大,其运动速度越小,在喷管内的滞留时间越长。颗粒直径与质量分数的变化同样会影响发动机喷管的流场结构,随着颗粒直径的增加,发动机喷管轴线处气相马赫数先减小后增大,而燃气温度则先增大后减小;发动机推力的变化趋势与马赫数变化趋势相同,但两者并不同时达到极值点。颗粒相的质量分数越大,沿喷管轴线方向的气相马赫数和发动机推力越小,喷管两相流损失越大。     

固体火箭发动机后效推力对导弹底阻影响的数值仿真

采用二维轴对称N-S方程与湍流模型相结合，建立了固体火箭发动机喷管尾流和弹体外流一体化仿真模型.针对给定的导弹模型，开展了不同发动机燃气流量下的流场仿真，得到了流场速度和压力分布，分析了不同燃气流量下发动机后效推力对导弹底阻的影响.结果表明:与发动机不工作时相比，加入较小的燃气流量后，导弹底部压力增大，底阻值减小.随着燃气流量的增加，底部压力先减小后增大，底阻先增大后减小.随着燃气流量的增加，后效推力与导弹底阻的合力不断增大，且动推力所占比重逐渐增加.      

星用490 N发动机偏工况工作特性试验

准确掌握液体火箭发动机不同参数下的工作特性及裕度对其使用可靠性至关重要。对第二代490 N发动机开展偏工况高空模拟和地面热试车,研究了推力和混合比变化对发动机工作特性的影响。结果表明:高空模拟环境下发动机能在混合比1.54～1.80及真空推力372～584 N的较宽包络范围内正常工作。随着推力的增加,真空比冲和喉部温度均提高,燃烧室效率依次呈增大、平稳、下降的趋势,喷管效率小幅增大。随着混合比的增大,真空比冲和喉部温度也提高,燃烧室效率未发生明显变化,喷管效率微降低。额定混合比下,室压在0.61～1.56 MPa区间内波动平稳,具备真空推力345～900 N工作能力,但在0.51 MPa时产生与输送系统耦合的中低频（207 Hz）燃烧振荡。高工况引起喉部热流冲刷加剧以及温度升高会加速涂层的损失,使得发动机长程工作寿命下降,但在一定的偏离范围及单次点火时长内仍能满足卫星25000 s鉴定级寿命要求。      

火箭喷管推力偏心高精度计算软件

利用火箭喷管从亚声速、跨声速到超声速的非对称流动数学模型建立了计算喷管推力偏心的理论模型，并采用高精度有限体积TVD格式求解数值方程，可以对火箭发动机喷管的推力偏心特性进行评估与设计，并集成为Nvc软件。该软件完成了从喷管网格生成、数值计算到推力偏心分析全过程，界面友好，使用方便，大大提高了设计效率，通过大量的计算与试验结果的比较，计算结果可以满足工需要，减少试验次数，节约成本，具有广泛的用途。     

气体二次喷射SRM推力矢量控制影响因素分析

针对固体火箭发动机气体二次喷射推力矢量控制方案,基于N-S方程和RNGk-ε湍流模型,通过对不同二次喷射工况下的流场进行数值模拟与分析,探索了气体二次喷射位置、喷射流量、喷射角度对推力矢量控制的影响规律。结果表明：喷管二次喷射位置靠近其扩散段中部时,推力矢量控制性能最优,就计算模型而言,侧向力和轴向力之比约达4％;推力矢量控制性能随气体二次喷射流量的增大而提高,但存在临界参数;二次喷射角度对推力矢量控制性能也存在一定影响,但影响效果较弱。的研究结果可为气体二次喷射推力矢量控制系统的研究与设计提供参考。