基于焓平衡法的固体燃料冲压发动机燃速预示模型

修正了固液混合火箭的固体燃料燃面退移速率预示模型中对流换热和汽化热的计算,将其用于固体燃料冲压发动机中,考虑了固体燃料冲压发动机中来流空气总温及装药长度的影响。编写了固体燃料冲压发动机燃面退移速率预示程序。计算结果表明,当来流空气总温大于450 K时,计算误差的平均值不超过6.55%,所完善的模型的计算结果与试验值吻合很好,该模型能准确预示固体燃料冲压发动机中燃面退移速率;燃面退移速率与装药长度的-0.23次方成正比。     

固体燃料热分解特性分析

为了认清固液火箭发动机混合燃烧过程,采用热平板导热方式对固体燃料进行热分解实验,得到了固体燃料的化学动力学参数。在热平板导热实验中,观察了固体燃料在不同温度条件下的热分解残药情形,绘制了典型的燃料表面热分解温度-时间曲线,进一步得到Arrhenius类型的燃面退移速率-燃料表面温度关系曲线,并得出固体燃料的活化能强烈依赖于燃料的表面温度,"燃速-温度"曲线明显地展现了2个活化能区域,为固液火箭发动机燃料表面退移速率理论计算提供实验依据。     

固液混合火箭发动机中的关键技术及其发展

根据固液混合火箭发动机的结构特点及工作过程,分析了它所具有的优、缺点。纵观 国内、外的研究情况,总结出固液混合火箭发动机中的关键技术和难点,主要包含:（1） 发展新的高能固体燃料和氧化剂,提高固体燃料的退移速率;（2） 测量工作过程 中 固体燃料退移速率;（3） 研究不同类型固体燃料热解机理及规律;（4） 建立固体燃料退 移速率的公式;（5） 抑制不稳定燃烧;（6） 建立缩比准则;（7） 发展混合火箭发动机 工作过程模拟的数值模型等。分析了国内、外在研究中采用的技术途径、取得的成果,以 及今后的发展方向。     

基于动网格技术的固体燃料冲压发动机燃面瞬态退移速率研究

为了研究固体燃料冲压发动机(SFRJ)燃面退移速率在工作过程中的变化特性,基于发动机工作特点及动网格技术,考虑到燃烧流动及燃料表面的对流、辐射换热与燃料热解退移等过程耦合的影响,建立了SFRJ燃面瞬态退移速率预示方法,并对某带补燃室、以聚乙烯(PE)为燃料的试验发动机的燃烧室-喷管统一内流场进行数值计算,得到在移动边界条件下的瞬态流场分布,并分析了内弹道参数云图及其随时间的变化规律。结果表明,燃烧主要发生在当量比函数φ在-2～2之间的区域;随着发动机工作,燃速逐渐降低,且再附点向下游移动,燃料通道出口处流速和温度有降低趋势;此外,在小型发动机工作初期,燃料通道尾部出现类似固体火箭发动机的侵蚀燃烧现象。研究表明,该方法能成功求解发动机复杂的非定常工作过程,较好揭示燃面退移过程。所得结论对发动机设计和试验具有一定指导意义。     

固液发动机燃面退移控制因素分析

为获得固液发动机固体燃料燃面退移的控制因素和机理,开展了数值仿真和试验研究。建立二维轴对称计算模型,考虑燃料与氧化剂的混合燃烧和流动过程,计算得到了固液发动机工作过程中的温度、压强、速度和组分的分布,以及不同时刻固体燃料的燃面形貌。仿真与试验结果的对比证明了计算方法的有效性。结果表明:固液发动机的燃面呈现显著的非平行退移特征;燃烧室压强对燃面退移不均匀性的影响可忽略;控制燃面退移的主要因素是燃气传向固体燃料表面的热流密度,燃料表面的温度变化是宏观表现。在靠近喷嘴位置,燃面退移的热量传递主要受燃烧反应过程控制,而靠近喷管处燃面退移的热量传递主要受燃气流动过程控制。研究为固液发动机的装药优化设计和高效燃烧组织提供了理论依据。     

基于燃面耦合传热的固液发动机内流场模拟方法

针对固液火箭发动机中的燃烧流动,建立了一种基于流场与固体燃料之间耦合传热和PDF燃烧模型的通用计算模型。应用该模型计算了二维固液实验发动机燃烧室,得到了燃烧室内部的扩散燃烧和燃面退移速率。计算得到的燃面退移速率与实验结果吻合较好,说明该方法对固液火箭发动机内流场计算有较强的通用性,PDF模型可有效模拟混合发动机中的扩散燃烧过程;简化的一维燃面传热耦合方法可应用到多维计算;该模型可用来模拟固液发动机的内弹道和预示退移速率。     

N_2O/HTPB固液发动机燃烧室结构对药柱燃面退移特性的数值模拟

针对采用N_2O/HTPB推进剂的某固液火箭发动机,分析研究燃烧室长径比、前燃室长度、补燃室长度以及喉径等结构参数对固体燃料热解表面燃面退移速率的影响。通过建立一种基于流场与固体燃料之间耦合传热和PDF燃烧模型的数值计算方法,并经算例验证后,说明此数值模拟方法的合理性和正确性。因此,应用此数值模拟方法分别计算了燃烧室各结构参数对固体燃料热解表面退移速率的影响:药柱长径比对燃面退移速率影响较大,随着药柱内径的不断增大,退移速率逐渐减小;随着前燃室长度的增大,燃面退移速率也相应增加,但幅度较小;而补燃室长度以及喉径对退移速率基本无影响。适当增加补燃室长度,可增强氧化剂与燃料热解气体的掺混效果,从而提高燃烧效率。     

固体燃料冲压发动机推力平稳性及飞行稳定性分析

分析了固体燃料冲压发动机中燃面退移速率的影响因素,建立了燃面退移速率仿真模型。在此基础上,建立了固体燃料冲压发动机工作过程仿真模型。采用该模型对固体燃料冲压发动机超音速巡航导弹的推力平稳性和飞行稳定性进行了分析。分析结果表明,选择适当的发动机设计参数能确保推力随时间的变化最小;发动机能根据巡航导弹飞行高度和速度的变化进行调整,使巡航导弹维持在设计点飞行。     

固体燃料超燃冲压发动机原理性试验研究

进行了固体燃料超燃冲压发动机实验研究,并成功进行了点火和燃烧实验,包括固体碳氢燃料超音速燃烧试验和聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)超音速燃烧试验。实验验证了固体燃料在超音速气流中能可靠点火,并保持了火焰的稳定燃烧,获得了固体燃料的超音速燃烧内弹道特性,同时研究了固体燃料PMMA在超音速气流中的燃烧,分析了其在超燃冲压燃烧室内的退移规律,认为燃料退移速度随时间变化,燃烧趋向于将燃面轮廓变平,区域显示圆柱形。     

固体燃料超燃冲压发动机研究概况

对固体燃料超燃冲压发动机的应用背景、潜在优势,以及国内外研究现状和进展做了详细阐述。从固体燃料超燃冲压发动机工作原理、固体燃料类型、数值模拟以及实验研究等方面出发,论述了固体燃料超燃发动机研究的进展和难点,并对固体燃料超燃冲压发动机未来研究趋势进行了展望。研究认为:固体燃料在超声速流动下的热量分布与表面火焰传播等方面还需要深入研究,需建立不同固体燃料的受热行为模型;应用大涡模拟方法分析微尺度下流场结构并耦合固体燃料传热传质过程的可行性需进一步确认;考虑飞行参数,进气道与隔离段性能的发动机整体数值模拟工作需要进一步加强。     

Hybrid rocket engine,theoretical model and experiment

The purpose of this paper is to build a theoretical model for the hybrid rocket engine/motor and to validate it using experimental results. The work approaches the main problems of the hybrid motor: the scalability, the stability/controllability of the operating parameters and the increasing of the solid fuel regression rate. At first, we focus on theoretical models for hybrid rocket motor and compare the results with already available experimental data from various research groups. A primary computation model is presented together with results from a numerical algorithm based on a computational model. We present theoretical predictions for several commercial hybrid rocket motors, having different scales and compare them with experimental measurements of those hybrid rocket motors. Next the paper focuses on tribrid rocket motor concept, which by supplementary liquid fuel injection can improve the thrust controllability. A complementary computation model is also presented to estimate regression rate increase of solid fuel doped with oxidizer. Finally, the stability of the hybrid rocket motor is investigated using Liapunov theory. Stability coefficients obtained are dependent on burning parameters while the stability and command matrixes are identified. The paper presents thoroughly the input data of the model, which ensures the reproducibility of the numerical results by independent researchers.     

Combustion performance and scale effect from N2O/HTPB hybrid rocket motor simulations

HRM code for the simulation of N₂O/HTPB hybrid rocket motor operation and scale effect analysis has been developed. This code can be used to calculate motor thrust and distributions of physical properties inside the combustion chamber and nozzle during the operational phase by solving the unsteady Navier–Stokes equations using a corrected compressible difference scheme and a two-step, five species combustion model. A dynamic fuel surface regression technique and a two-step calculation method together with the gas–solid coupling are applied in the calculation of fuel regression and the determination of combustion chamber wall profile as fuel regresses. Both the calculated motor thrust from start-up to shut-down mode and the combustion chamber wall profile after motor operation are in good agreements with experimental data. The fuel regression rate equation and the relation between fuel regression rate and axial distance have been derived. Analysis of results suggests improvements in combustion performance to the current hybrid rocket motor design and explains scale effects in the variation of fuel regression rate with combustion chamber diameter.     

H_2O_2/HTPB缩比固液火箭发动机药柱燃速试验研究

对采用90%H2O2/HTPB基推进剂组合的缩比固液火箭发动机开展了药柱燃速试验研究,得到了不同点火方式和不同氧化剂流率下的药柱燃速。试验结果表明,在相同的氧化剂流率下,催化点火方式比点火药点火方式药柱燃速要高,燃烧室压力更为平稳,同时建压时间要长。根据点火药点火方式下不同氧化剂流率的药柱燃速拟合得到了燃速公式,并运用燃速公式对300 mm全尺寸发动机进行了装药设计及内弹道性能计算,得到的理论性能曲线与试验结果吻合很好,验证了本文采用的燃速研究方法及结果。     

Experimental investigation of fuel regression rate in a HTPB based lab-scale hybrid rocket motor

The fuel regression rate is an important parameter in the design process of the hybrid rocket motor. Additives in the solid fuel may have influences on the fuel regression rate, which will affect the internal ballistics of the motor. A series of firing experiments have been conducted on lab-scale hybrid rocket motors with 98% hydrogen peroxide (H₂O₂) oxidizer and hydroxyl terminated polybutadiene (HTPB) based fuels in this paper. An innovative fuel regression rate analysis method is established to diminish the errors caused by start and tailing stages in a short time firing test. The effects of the metal Mg, Al, aromatic hydrocarbon anthracene (C₁₄H₁₀), and carbon black (C) on the fuel regression rate are investigated. The fuel regression rate formulas of different fuel components are fitted according to the experiment data. The results indicate that the influence of C₁₄H₁₀ on the fuel regression rate of HTPB is not evident. However, the metal additives in the HTPB fuel can increase the fuel regression rate significantly.     

混合发动机燃面后退速率模型分析

燃面后退速率在工作条件改变过程中的变化对混合发动机的设计很大的影响，然而由于理论推导涉及面主旋律有广，很难得出一个燃面后退速率统一公式。文中总结和分析了不同类型的燃面后退速率实验模型，这些模型对于研究燃面后退速率问题有很多的借鉴之处，并且还得到了一个燃面后退速率最佳经验公式。此外，还对燃面后退速率的数值模拟作了一些阐述。     

固液混合火箭发动机燃烧室和喷管流动数值模拟

固液混合火箭发动机是采用液体作为氧化剂,固体作为燃料的一种典型的混合火箭发动机.固液混合火箭发动机中的燃烧和流动问题是固液混合火箭发动机设计中的关键问题,对固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行一体化计算很有必要.利用二维轴对称N-S方程和组分方程对选用液氧/端羟基聚丁二烯推进剂的固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行了一体化计算.计算采用LU时间隐式格式、MUSCL空间离散和Van Leer矢通量分裂方法,采用有限速率化学反应模型,对化学源相进行了点隐式处理.计算中分别采用了一步化学反应模型和两步化学反应模型方案,计算了多个氧化剂流速和燃烧室压强下的燃烧室和喷管流场分布,对化学模型进行了选择,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据.     

含石蜡燃料初步研究

含石蜡燃料具高退移速率特性且成本低,是固液混合发动机理想能源。制取了在气氧矩形燃烧器中燃烧时不发生融化的含石蜡燃料。实验表明：将50％HTPB置换为石蜡,退移速率可提高1．37倍;在燃料中添加金属镁铝合金,可提高燃料密度和退移速率;添加碳黑可提高燃料密度,但退移速率略有下降。     

硝酸与固体燃料燃烧性能计算研究

建立了固液火箭发动机燃烧性能计算模型,采用一维化学平衡(ODE)方法对以硝酸为氧化剂的固液火箭发动机燃烧性能进行了初步探讨。计算表明,固液火箭发动机的比冲、特征速度和燃烧温度以及燃烧产物组分等与氧化剂和燃料的配比有密切关系,氧化剂与燃料质量配比在3.75附近时,固液火箭发动机内部的温度较高,燃烧产物组分以及特征速度达到最佳状态,比冲最高。