固体燃料冲压发动机尺寸对燃速的影响

在固体燃料冲压发动机平均燃速理论分析基础上，通过数值模拟，得出燃速与燃烧室直径和压强的指数表达式，得出了燃速与燃烧室相对长度，入口台阶相对高度和喷喉相对直矩之间的定性关系，并比较了理论分析和数值模拟之间的差异。本文的研究对固体燃料冲压发动机的设计和实验有重要意义。     

固体燃料冲压发动机研究进展

通过分析固体燃料冲压发动机内部燃烧和流动过程，建立了固体燃料冲压发动机内弹道计算模型。在数值模拟基础上，分析了发动机内流场结构和燃速特性。理论计算表明发动机内流场呈现很强的二维特征，附着点位置与入口台阶高度和燃烧性能有关。为验证计算结果，设计并建成了固体燃料冲压发动机实验系统。     

涡流对固体燃料冲压发动机性能影响分析

通过对固体燃料冲压发动机内流动和燃烧过程的数值模拟,研究了涡流对发动机性能的影响。主要讨论了发动机推力和比冲、固体燃料的平均后退速率和燃烧效率对旋流强度的依赖关系,还对推进剂燃速沿轴向的分布进行了考察,并与无旋条件进行了比较分析。结果表明,小强度的涡流能明显提高固体燃料燃速和发动机推力,但强度过大,涡流反而会给发动机性能带来不利影响;涡流增强燃烧作用主要体现在装药后段。     

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。     

AP的聚集对CTPB推进剂端燃药柱边界效应的影响

为考察AP的聚集对端燃药柱燃烧边界效应的影响,以CTPB推进剂端燃药柱为研究对象,从药柱剖切面的中心到边界进行等距取样,分别采用GJB 770B—2005和SEM-EDS测试了不同部位试样的燃速和Cl元素含量(代表AP含量)。结果表明,在药柱剖切面上,燃速由中心向边界逐渐增加,呈现出典型的燃速边界效应;同样,AP含量也由中心向边界逐渐增加,表明燃速边界效应是由AP含量分布不均造成的。浇注方式对端燃药柱燃速边界效应具有明显影响,采用全燃面浇注方式可以消除药浆浇注过程中侧向流动导致的AP含量分布不均的现象,从而弱化燃速边界效应,有助于提高端燃药柱的燃烧稳定性。     

细高氯酸铵（AP）贮存时间对中燃速丁羟推进剂燃速的影响

采用推进剂静态燃速测试和细高氯酸铵粒度测试等方法，研究了细高氯酸铵贮存时间对中燃速丁羟推进剂与细高氯酸铵粒度的影响。研究发现：在一定时间内，中燃速丁羟推进剂的燃速与细高氯酸氨贮存时间存在线性关系；在配方中，细高氯酸铵的含量不同，其贮存时间对中燃速丁羟推进剂燃速的影响也不同；细高氯酸铵贮存时间对中燃速丁烃推进剂燃速的影响主要是因为细高氯酸争粒度的变化。     

台阶和凹腔在固体燃料超燃冲压发动机内自点火性能对比

数值研究了PMMA在固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中的非稳态自点火过程及带台阶或凹腔的燃烧室构型对自点火的影响。数值模型基于求解非定常二维轴对称RANS方程,采用SST k-ε湍流模型,采用有限速率/涡耗散燃烧模型,装药和内流场的耦合传热采用一维导热方程。结果表明,台阶和凹腔火焰稳定器都能实现自点火。带台阶和凹腔的不同燃烧室内自点火过程一致;与采用突扩台阶火焰稳定器相比,凹腔火焰稳定器能够满足更宽的进气条件下的自点火;加入适当长度的凹腔,既可改善点火性能,又可增强总体性能。建议采用凹腔来实现SFSCRJ的自点火。     

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。     

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。     

氧化剂质量通量对固液火箭发动机中固体燃料退移速率的影响

针对采用硝酸/HTPB型推进荆的固液混合火箭发动机,采取数值方法研究了氧化剂质量通量对固体燃料热解表面退移速率及换热的影响.研究表明,固体燃料热解表面轴向平均对流换热热流密度、总热流密度以及退移速率与氧化荆质量通量的n次方近似成正比,n的值介于0.6～0.7之间;固体燃料热解表面的辐射换热热流密度近似与氧化刺质量通量成正比;随着氧化剂质量通量的增加,辐射换热占总换热量的比例逐渐增加,增加幅度逐渐减小.     

GAP/CL-20高能固体推进剂燃烧性能影响因素

采用水下声发射法测试了推进剂静态燃速,用线性回归法计算了推进剂燃速压强指数;研究了GAP/CL-20高能固体推进剂中增塑比及固体组分AP、CL-20、Al粉粒度等配方组成因素对燃烧性能的影响。研究结果表明,增塑比一定范围内的变化不会对推进剂燃烧性能产生显著影响,其燃速和燃速压强指数基本不变;CL-20粒度减小或AP粒度增加均会导致燃速不同程度的降低,Al粒度减小也会使燃速减小,但在达到一定程度后,燃速又增加;推进剂燃速压强指数随CL-20、Al粉粒度减小和AP粒度增加而减小,并对其燃烧性能的影响机制进行了简单分析。     

纳米NdCoO3对小球粘接高燃速推进剂燃烧性能的影响

采用盐助溶液燃烧法制备了平均粒径为10 nm、分散性良好的钙钛矿型纳米NdCoO3。用DSC考察了不同质量分数的纳米NdCoO3对AP和双基粘接剂热分解的影响,研究了纳米NdCoO3对小球粘接高燃速推进剂燃烧的催化作用。结果表明,随纳米NdCoO3催化剂质量分数的增加,催化效率先增大后减小,在质量分数为3%时催化效率最佳,此时AP高温分解峰温大幅降低,双基粘接剂的分解峰温也得到降低,二者的表观分解热增大。同时,对应的小球粘接高燃速推进剂燃速较高,压强指数较低。     

新型高燃速推进剂在固体发动机内燃烧特性研究

新型高燃速推进剂是一种采用小球粘结、无溶剂挤成型的复合改性双基推进剂,20℃、6.86MPa下用靶线法实测静态燃速为46.25mm/s。为研究这种新型高燃速推进剂在发动机内的燃烧特性,在不同燃通比和燃喉面积比的装药条件下,进行了发动机试验,获得了相应的压强-时间曲线。分析结果表明,该推进剂在火箭发动机内不同压强下可出现3种完全不同的燃烧类型,即类似于双基推进剂的平行层燃烧、类似于超高燃速推进剂的对流燃烧和有限对流燃烧,并给出了3种燃烧类型的判断条件。     

低燃速HTPB复合推进剂过载情况下燃烧性能试验研究

利用固体火箭发动机离心试验方法,研究了低燃速(4 mm/s,4 MPa)、高铝粉含量的HTPB复合推进剂在过载情况下的燃烧加速度敏感性。试验分2组进行,第1组试验发动机平均工作压强为4 MPa,第2组为12 MPa,分别在0、5gn、8gn、15gn离心加速度条件下进行试验。通过对试验机理和试验数据分析发现,此类HTPB复合推进剂的燃速对过载加速度非常敏感。在较低加速度情况下,垂直于加速度的燃面处燃速出现了增加;同一压强(4 MPa)下,在0~15gn范围内,燃速与加速度近似呈线性关系。     

热辐射对复合推进剂燃速的影响

本文介绍以 CO_2激光器为辐射热源来研究在1.0,2.0,3.0,4.0MPa 压力下热辐射对四种复合推进剂燃速的影响.实验结果表明,燃速随着辐射热流的增加而增加;在恒辐射热流的作用下,PU 和 HTPB 推进剂在有、无热辐射时的燃速比随压力的变化趋势是不同的,前者随压力上升而增大,后者则减小;Al 粉的加入不改变上述趋势,但改变燃速比的大小.文中还运用 GDF 燃速模型。研究了药条燃速在有、无热辐射时的相关性及其随压力的变化关系.     

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。     

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。     

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。     

输送管壁温对膏体推进剂燃速的影响

膏体推进剂作为一种新型特种推进剂,具有广阔的应用前景。膏体推进剂燃速直接影响发动机内弹道性能,研究输送管道壁温对推进剂燃速的影响具有重要意义。采用幂律本构方程表征膏体推进剂粘度,Arrhenius方程表征温度对粘度影响,并利用中心有限差分格式对控制方程进行离散。对恒定壁温下的膏体推进剂与管道间传热特性进行数值仿真,并进行了数值验证。结合仿真结果,并借鉴固体推进剂初温与燃速关系,分析了热管道内膏体推进剂燃速特性。结果表明：近壁面加热层厚度随入口速度增高而减小,随管径增大而增大,管内膏体推进剂平均燃速较入口温度条件下有所提高,同时,高温壁面条件下,近壁面推进剂温度高于爆发点,需要考虑管道内的防窜火措施。