粉末发动机技术研究现状及展望

对目前在研究的Al/AP、金属粉末/空气、金属粉末/CO_2、金属粉末/H_2O等推进剂体系的多种粉末发动机发展现状进行了综述,表明粉末发动机可分为粉末火箭发动机、粉末冲压发动机、粉末爆震发动机三大类,不同推进剂体系的粉末发动机应用方向差异较大:Al/AP推进剂火箭发动机是最典型的粉末发动机,应用领域和常规火箭发动机的相同,其技术成熟度相对较高;金属粉末/空气冲压发动机主要用于超音速导弹或高超音速导弹推进领域;金属粉末/CO_2推进剂体系主要应用于火星开发;金属粉末/H_2O推进剂体系可用于水下推进、空间推进、金属制氢等领域,应用前景广阔,是目前的研究热点。各种粉末发动机都涉及三项关键技术,即粉末推进剂配方技术、粉末推进剂输送及流量调节技术、粉末燃料燃烧组织技术,文中提出了这些技术的基本要求,同时认为粉末推进剂输送及流量调节技术是粉末发动机的技术瓶颈。     

驻涡火焰稳定器式粉末燃料冲压发动机两相流数值模拟

根据已有粉末燃料冲压发动机的特点,设计了驻涡火焰稳定器,并对现有发动机结构进行了改进,提出了驻涡火焰稳定器式粉末燃料冲压发动机。采用颗粒轨道模型,对镁基粉末燃料冲压发动机进行了三维流场数值模拟,对比分析了改进前后发动机内流场结构对该发动机燃烧效率的影响,以便为进一步的实验研究提供指导。数值模拟结果表明,驻涡火焰稳定器的应用,可使燃烧效率较现有发动机提高10%。     

粉末燃料冲压发动机自维持稳定燃烧试验研究

为了实现粉末燃料冲压发动机的持续稳定工作,采用设计的发动机进行了直连式试验研究.通过试验,验证了粉末燃料供应方式的可行性,获得了燃烧室压强及发动机推力曲线,计算了发动机的燃烧效率.结果表明,利用突扩回流稳定火焰的方法不适用随流性差的金属粉末燃料,钝体火焰稳定器可实现粉末燃料的自维持稳定燃烧,但稳定器周围沉积较多,降低了发动机效率.     

金属粉末燃料冲压发动机初步试验研究

为了检验金属粉末燃料冲压发动机的点火及燃烧特性,对设计的发动机进行了初步的直连式试验研究。初步试验结果表明,目前设计的燃料供应系统能将粉末燃料有效输送到发动机燃烧室;在火炬作用下粉末燃料能实现快速点火启动;火炬工作结束粉末燃料可自身维持燃烧;燃烧室壁面沉积较多,主要分为2层,其中表层为白色MgO,内层为Mg、MgO和Mg3N2的混合物。     

粉末燃料供应装置中增设扰流锥体数值模拟研究

在粉末燃料冲压发动机的粉末燃料供应装置流化喷管处增设扰流锥体,并针对扰流锥体不同结构外形和位置对流场中离散相颗粒浓度的影响进行了计算分析,总结出了冷态下扰流锥体对外流场颗粒浓度分布的影响规律。     

含硼贫氧推进剂固体燃料冲压发动机性能计算

固体燃料冲压发动机所用推进剂为贫氧推进剂，故其热力计算与普通固体火箭发动机不同，但也有相似的地方。简述了固体燃料冲压发动机基于布林克莱法的热力计算原理，并以含硼贫氧推进剂为便，对固体燃料冲压发动机进行了不同情况的热力、流动和性能计算。得出了发动机比冲与推进剂中硼粒子含量、飞行高度及飞行马赫数之间的定性关系。     

粉末燃料冲压发动机燃烧室两相流数值模拟

采用颗粒轨道模型对镁粉燃料冲压发动机的两相流场进行了三维数值模拟,目的是为进一步的实验研究提供指导和参考。结合理论性能分析,提出了一种发动机构型,通过数值模拟分析了颗粒粒径、产物相态等因素对该发动机燃烧效率的影响。结果表明,粉末燃料的粒径较小时点火延迟时间短,颗粒在发动机中的滞留时间长,燃料燃烧效率较高。     

基于DMSJ发动机流道的RBCC发动机设计

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。     

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。     

基于碳氢燃料裂解工作的ATR发动机性能分析

提出了一种基于碳氢燃料裂解气体驱动涡轮工作的ATR发动机方案,并对特定裂解气成分的碳氢ATR发动机性能进行计算,获得了裂解气中烷/烯比对发动机性能的影响规律。结果表明,在同一飞行条件下,随着发动机转速上升,推力逐渐上升,比冲基本呈减小趋势;在同一转速下,碳氢燃料裂解气中烷/烯比越大,发动机比冲越高。在烷/烯比4、转速百分比70%条件下,发动机比冲最高达到约7 644 m/s;随着烷/烯比逐渐升高,裂解气比热容逐渐升高。     

固液火箭冲压发动机燃烧室流场数值仿真

固液火箭冲压发动机通过固液两种燃料匹配工作,相比传统的固体火箭冲压发动机和液体燃料冲压发动机具有较为明显的优势.基于离散相模型和单步反应模型,采用Fluent 对设计点飞行参数下,不同结构和不同工况条件下的燃烧室两相反应流场进行了数值仿真.结果表明,燃气发生器喷管参数和进气道进气角度主要影响空气与燃气流的撞击以及头部区...     

液体冲压发动机技术发展趋势和方向

液体冲压发动机是超声速巡航导弹和无人驾驶飞行器的理想动力装置,各军事大国都在积极研究液体亚燃/超燃冲压发动机技术。对国外液体亚燃/超燃冲压发动机的研制历程进行了回顾和论述,提出了冲压发动机技术发展的主要方向和趋势。     

冲压发动机发展现状及其关键技术

对国内外冲压推进技术的发展现状进行了对比分析，论证了我国加快开展冲压发动及相关技术研究的必要性。     

涡轮/冲压组合发动机性能分析工具

着眼于建立一套性能分析工具，可用于高超声速飞行器串联式涡轮/冲压组合动力装置总体方案的性能评估及设计约束条件分析。为了满足飞行器从起飞到飞行马赫数5宽广飞行包线内对动力装置性能的苛刻要求，所研究的组合发动机通过调整五个可调机构再加涡扇冲压燃油调节来实现变循环概念。该工具采用一维气动热力分析技术，使用了经试验验证的各部件特性，同时考虑了气体的变比热性质。通过采用面向对象的程序设计方法，该工具提供了一个性能仿真平台，可供涡扇工作模式，冲压工作模式，涡扇/冲压模式转换过程的热力循环分析，非设计点性能分析，控制规律研究等。借助于该工具，涡扇模式及冲压模式的热力循环分析结果表明，回流裕度是涡扇模式循环参数选择中需要重点考虑的因素；高的冲压燃烧室出口温度有利于提高冲压发动机的循环性能。     

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。     

火药起动系统对发动机起动性能的影响分析

针对采用火药起动器起动的泵压开式循环液体火箭发动机,对其起动系统进行了分析和研究。建立了液体火箭发动机火药起动器计算模型和起动系统燃气管路流场计算模型。将所建立的起动系统模型应用于发动机系统仿真,对发动机火药起动过程进行仿真,分析了起动系统中火药起动器参数和燃气管路参数对发动机起动性能的影响,确定了主要影响参数和影响规律。火药起动器火药药柱内径、火药药柱长度以及燃气管路火药起动器喷管喉部直径为强影响因素;燃气管路涡轮喷嘴喉部直径和管路出口直径在确保发动机火药起动主要工况段燃气管路流场流态为额定工况流态的前提下,为弱影响因素。试验数据验证表明,发动机起动系统的仿真结果正确、可信。     

加热器在冲压发动机试验技术中的应用研究

直连试验技术是冲压发动机研究中一项非常关键的技术,论证分析了如何模拟直连试验模型进口流量、总温及总压等关键参数,并以此为基础研制了一种高室压、大流量及耐高温的空气加热器,通过对该加热器和试验台相关组件的试验研究,结果表明以空气、氧气及煤油组织燃烧的加热器工作性能良好,解决了冲压发动机直连试验这项关键技术。     

固体火箭冲压发动机的若干技术问题

简述了固体火箭冲压发动机类型及工作原理,总体评价了固体火箭冲压发动机发展时快时慢的原因,弹-机一体化设计、贫氧推进剂、进气道、转级机构、补燃室等设计中应注意的问题,提出了应加强的研究工作,即开展高能低沉积燃烧产物贫氧推进剂研究;完善多种燃气流量调节装置方案,提高其可靠性;进一步开展一次燃烧和二次掺混燃烧的理论和实验研究,提高燃烧效率;尽快建立自由射流等试验研究手段,开展相关的研究工作;适时开展固体燃料冲压、固体超燃冲压及膏体冲压等发动机的研究,不断拓宽应用领域。     

固体火箭冲压发动机性能调节研究

在对固体火箭冲压发动机的高度特性进行分析的基础上，分别研究了壅塞式和非壅塞式固体火箭冲压发动机性能调节特性及方案，并着重分析了非壅塞式固体火箭冲压发动机的燃气流量自适应调节原理与规律，分析计算表明，非壅塞式固体火箭冲压发动机不仅结构简单，且能明显提高发动机在非设计状态时的性能。     

液体火箭发动机涡轮火药燃气供应系统性能研究

采用变燃面装药固体火箭发动机的“瞬时压强平衡法”和流量平衡的关系式,较准确地对涡轮喷嘴前火药燃气性能进行了计算,得到了涡轮喷嘴前火药燃气性能的各种参数,这些参数有助于对涡轮起动性能和发动机加速性的研究。