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《固体火箭技术》2015,(6)
针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,采用发动机与飞行器前后体集成的全流道数值模拟计算方法,研究了主火箭混合比对RBCC引射模态超声速飞行阶段燃烧室流动燃烧及发动机性能的影响。结果表明,主火箭混合比为2.4无二次燃料喷注时,燃烧室出口气流平均总温最高,恰当比和贫燃主火箭可通过二次燃烧组织获得高于主火箭富燃工作情况下的总温,主火箭混合比影响主火箭射流温度,并通过与引射空气的掺混燃烧,与二次燃烧共同决定着燃烧室内的释热区间和压强分布情况,进而影响引射比及发动机性能;引射比随混合比的增大而增大,Ma=1.5、2时,引射比最大相差比例可达77.3%和109.0%,二次燃烧组织使得燃烧室下游压强迅速升高并前传,导致引射比迅速降低,主火箭混合比仍对引射比产生重要影响;在以亚燃和超燃模态为设计重点的受限流道内,主火箭恰当比工作可兼顾主火箭推力及燃烧室推力,进而获得更高的发动机性能,Ma=1.5、2时,推力增益分别达到22.0%和36.6%,发动机比冲分别为3 696 N·s/kg和4 136 N·s/kg,主火箭混合比对提升引射模态超声速段引射比及发动机性能具有重要影响。 相似文献
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为研究SMC模式下火箭混合比对RBCC发动机性能的影响规律,完成了氢/氧火箭推力室中心布局、二元定几何结构模型发动机飞行马赫数Ma0=4、高度H=17 km弹道点流场仿真,获得了不同火箭混合比(MR=2、3、4、5、6、8)及燃烧室长度的推力、比冲性能。研究表明:在火箭燃气富燃条件下(MR<8),产生了正的火箭推力增益,且随着混合比的减小,火箭推力增益增加;二次燃烧过程受火箭射流与冲压主流剪切层掺混主导,在给定的基准燃烧室长度下,燃烧效率随着混合比的提高而增加,且火箭射流与冲压主流的超/超射流剪切层燃烧过程一直持续到喷管出口;通过增加燃烧室长度,火箭富燃燃气获得更为充分的燃烧,发动机性能显著提升,但在具体发动机设计中,燃烧室长度的选取需在燃烧效率与结构惩罚之间进行权衡。 相似文献
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火箭引射模态下一次火箭流量优化方法研究 总被引:4,自引:0,他引:4
对火箭基组合循环(RBCC)发动机火箭引射模态下一次火箭流量优化方法开展了研究,并对飞行条件下一次火箭流量的变化规律进行了分析。提出了采用有效比冲作为优化目标的一次火箭流量单目标优化模型;建立了求解与一次火箭流量相匹配的二次燃料流量的比例控制方法;在考虑发动机性能优化与弹道分析耦合作用的基础上,采用试验设计和遗传算法,建立了火箭引射模态下一次火箭流量优化方法。针对空中载机发射的RBCC发动机,开展了火箭引射模态下一次火箭流量优化,并根据弹道分析结果,给出了飞行条件下一次火箭流量变化规律。结果表明,为了克服飞行过程中声障阻力,一次火箭流量在Ma=1.0附近达到最大,此时对发动机提出较高的推力设计要求;在Ma=1.5附近,来流空气的冲压作用占主导地位,一次火箭流量出现较大程度的节流,此时对发动机提出较高的比冲设计要求;超过Ma=1.5后,一次火箭以较小的流量状态维持稳定工作;火箭引射模态下一次火箭流量调节比达到了5.0。 相似文献
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《固体火箭技术》2004,27(4):320-322
第 1期火箭研究及应用火箭架线作业装置的设计与试验程养民 ,等 (1)………………RBCC引射模态DAB模式二次燃烧数值研究王国辉 ,等 (5 )………………………………………………发动机喷管扩散段型面对固体发动机性能的影响陈林泉 ,等 (9)……固体发动机喷管延伸锥展开前级间分离的热环境分析韩丽霞 ,等 (12 )……………………………………………高压强固体火箭发动机性能 /成本优化设计李晓斌 ,等 (16)……………………………………………固体火箭发动机内弹道性能仿真何景轩 ,等 (2 0 )……………小型固体火箭发动机低压自毁效果研究刘平 … 相似文献
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固液混合火箭发动机燃烧室和喷管流动数值模拟 总被引:4,自引:1,他引:4
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. 相似文献
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H2O2-PE固液火箭发动机低频不稳定燃烧研究 总被引:3,自引:0,他引:3
介绍了85%H2O2-PE固液火箭发动机的低频不稳定燃烧特征;应用发动机质量守恒方程对发动机低频耦合振荡燃烧现象进行了一维模拟,分析了氧化剂喷射压降对低频不稳定燃烧的影响。利用扰动分析确立了固液火箭发动机的稳定工作限。提出了抑制低频耦合振荡燃烧的方法。 相似文献
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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. 相似文献
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A theoretical analysis of a variable area rocket based combined cycle engine with and without simultaneous mixing and combustion is presented. The flowfield is solved using a steady, quasi-one-dimensional, inviscid control volume formulation with combustion effects included via a generalized equilibrium calculation. Compression augmentation is shown to be sensitive to the equivalence ratio within the primary rocket chamber, where ejector section performance is greatest at both low and high equivalence ratios but near a minimum at stoichiometric conditions. The thrust generated by the RBCC engine compared to that generated by the same rocket in isolation can be increased by as much as 12% at constriction ratios of between 45% and 50%. Thrust augmentation is also shown to vary with equivalence ratio, where for a fixed geometry the maximum thrust is generated at equivalence ratios slightly below unity. 相似文献
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基于流-固耦合的混合火箭发动机固体燃料表面退移速率计算 总被引:4,自引:0,他引:4
基于流-固耦合的方法,在充分考虑混合火箭发动机工作过程中诸多复杂物理过程的基础上,建立了一个可适用于不同工作状况下混合火箭发动机固体燃料表面退移速率预示的计算模型。计算结果与实验数据的对比验证了所建立计算模型的准确性。对模型发动机进行模拟的结果表明,混合火箭发动机中的燃烧、流动及固体燃料表面的退移速率具有明显的不均匀性,发动机中的固体燃料表面的退移速率沿轴向近似地呈“W”形状的曲线变化;在混合发动机中,突扩形状的预燃室和补燃室有利于燃料热解气体和氧化剂气体的扩散混合,可以强化对固体燃料表面的换热,提高固体燃为表面的退移速率。 相似文献