嵌金属丝端燃药柱燃烧过程的数值研究

通过对金属丝采用一维传热方程,对端燃药柱采用二维轴对称传热方程,对燃气采用常微分控制方程,数值研究了嵌金属丝端燃药柱发动机的工作过程和金属丝热物性及其直径对沿金属丝燃速的影响。计算结果表明,沿金属丝燃速随金属丝导热系数、金属丝熔点的增大而增大,随金属丝比热的减小而增大;对同种金属丝存在一个最佳金属丝直径,使沿金属丝燃速达到最大值。该模型计算结果与试验结果相符较好,且能够得到沿金属丝燃速、药柱燃面变化及燃气压力等随时间的变化;模型简单、所需计算资源较少,适用于工程设计应用。     

外侧面燃烧固体燃料冲压发动机燃烧室流场的数值研究

为研究外侧面燃烧固体燃料冲压发动机燃烧室流场及燃面退移速率的特点,在Fluent平台上完成了内孔、外侧面燃烧SFRJ的燃烧室内燃烧流场的数值计算。在所涉及的工况中,计算结果表明:外侧面燃烧的SFRJ中,再附着点之前,燃面退移速率较大,来流空气质量流率150g/s,总温600 K时,最大燃面退移速率比内孔燃烧增大43.5%;再附着点之后,燃面退移速率快速减小;随着来流空气总温的减小,固体燃料末端的燃面退移速率开始沿轴向增大;随着来流空气质量流率的增大,燃面退移速率开始增大的位置不断前移,而其增大速率不断减小;因大部分区域内燃面退移速率较小,导致其平均燃面退移速率比内孔燃烧减小21.9%至40.5%;外侧面燃烧的推力比内孔燃烧的小,但比冲相差不大;补燃室及喷管表面处流场温度比内孔燃烧低500~1000 K。     

典型贫氧推进剂固体火箭冲压发动机性能

建立了基于热力计算的固体火箭冲压发动机性能计算模型,针对三类典型贫氧推进剂开展了固体火箭冲压发动机性能分析及变化规律研究。研究结果表明：相同高度和来流马赫数下,随着余气系数的增加,进气道裕度增加,推力系数减小,比冲先增加后减小。相同高度和余气系数下,随着来流马赫数的增加,进气道裕度增加,推力系数减小,比冲减小。相同来流马赫数和余气系数下,进气道裕度、推力系数、比冲随高度的变化不明显。空气总温对特征速度及发动机性能有较明显影响,是性能分析时不可忽略的因素。与碳氢贫氧推进剂、铝镁贫氧推进剂相比,含硼贫氧推进剂当量空燃比适中,比冲较高,推进剂密度大,在工程应用上更具优势。     

全流量补燃循环发动机系统参数模型与设计(Ⅰ)动力平衡特性

为了深入理解全流量补燃循环发动机系统的特点,建立了全流量补燃循环发动机系统动力平衡模型,补充了压力平衡方程,研究了预燃室混合比对发动机系统参数的影响规律.研究结果表明:①富燃、富氧预燃室的混合比是相互匹配的,随着富燃预燃室混合比增大,富氧预燃室混合比减小,混合比组合的规律是保持富燃、富氧预燃室燃气做功能力的平衡;②随着...     

低燃速贫氧推进剂燃气发生器端面燃烧规律动态诊断研究

为了探索冲压发动机用低燃速贫氧推进剂燃气发生器端面燃烧的规律,采用X射线荧屏分析技术对全尺寸燃气发生器端面燃烧规律进行了诊断研究。试验成功采集了燃气发生器药柱燃面随时间的退移图像,图像数据表明低燃速贫氧推进剂药柱沿轴线方向以近似"三维"锥面体进行退移,在45s左右逐渐形成相对稳定的锥顶角68.5°。试验数据还表明,锥面效应一方面引起燃气发生器药柱燃速由1.60mm/s增大到1.80mm/s;另一方面引起装药燃烧室压强由初始平衡压强0.89MPa爬升到最大工作压强1.75MPa。工作结束后喷管喉径固体线性沉积率为2.68μm/s。     

硝胺复合推进剂燃烧性能

在硝胺/高氯酸铵复合推进剂系统中,关于硝胺对比冲和燃速性能的影响,进行了实验研究。试验所用的推进剂组分包括环三甲撑三硝胺(RDX),环四甲撑四硝胺(HMX),高氯酸铵(AP),铝粉(Al和粘合剂。硝胺/AP推进剂的比冲主要取决于所有组分的配合。RDX虽可略增比冲,然而却降低燃烧产物的温度。硝胺/AP推进剂的燃速主要由AP含量和颗粒度大小所控制,也取决于所用粘合剂的类型。燃速随着AP含量的增加和颗粒度的减小而增大。RDX和HMX的化学元素虽然相同,然而含RDX推进剂的燃速大于含HMX推进剂的燃速。这种差异也可在相同AP含量和相同颗粒度的RDX/AP和HMX/AP推进剂中找到。     

采用N_2O与含金属HTPB燃料固液火箭发动机燃速试验研究(英文)

为了研究含金属固体燃料固液火箭发动机的燃速及发动机的工作特征,采用N2O氧化剂与含Al,Mg和C的HTPB基固体燃料的固液发动机进行试验研究与分析,试验在3种尺寸药柱、多种氧化剂流量下进行,获得发动机的燃速、燃烧室压强及燃烧效率等参数。为分析辐射换热对燃速的影响,把燃速分成两部分并提出相应的分析式:一部分由对流换热控制的燃速,由通过药柱通道的总质量流率来衡量;另一部分由辐射换热控制,通过燃烧产物中凝相组分对固体燃料壁面的辐射换热量决定。对试验结果进行分析发现,除富氧的情况外,热辐射控制的燃速约占总燃速的30%~60%,辐射控制燃速与对流控制燃速的比例趋势与燃烧产物中凝相组分的质量分数随氧燃比的变化规律相似。同时,试验结果显示,试验燃速总体上随着固体药柱通道中氧化剂质量流率的增加而增大。发动机的燃烧效率绝大多数位于80%~97%的范围,在化学当量比附近和富氧范围内,随着燃烧温度的降低而降低,效率曲线与理论绝热燃烧温度值的平方相似。     

嵌银丝低易损推进剂增速比和综合燃速试验研究

针对嵌银丝端羟基聚醚（HTPE）低易损推进剂的复杂燃烧过程，采用水下声发射法对增速比和综合燃速随基础燃速、压强、银丝直径及温度的变化规律开展试验研究。结果显示，低压下推进剂的综合燃速随基础燃速的增大整体呈上升趋势，而增速比呈下降趋势；综合燃速随压强的增大呈上升趋势，增速比高压段低于低压段，平均值相差24%；推进剂增速比随银丝直径增大先增大后减小，存在一个最佳银丝直径为0.25mm，使得增速比最大；综合燃速和增速比随推进剂的温度增加呈上升趋势。     

HTPB固体燃料冲压发动机流场仿真与燃速分析

基于守恒方程建立了固体燃料冲压发动机燃速仿真模型,采用二维轴对称模型和二方程化学反应模型开展了HTPB(端羟基聚丁二烯)固体燃料冲压发动机流场数值仿真,分析了不同空气来流条件对流场分布及燃速的影响.结果表明:火焰层在氧气和固体燃料壁面之间形成,随着来流空气流量和空气总温的增加,火焰层厚度变薄并向固体燃料壁面侧移动;随着发动机轴向位置的增加,燃速先迅速增加后缓慢增加,最后在补燃室附近快速减小,变化趋势与文献中试验结果吻合较好;固体燃料平均燃速随来流空气总温及发动内空气流率的增加而增大,并根据仿真结果拟合得到了燃速公式.      

旋流燃烧室对固体燃料冲压发动机药柱表面传热以及燃速的影响

为研究旋流燃烧室对固体燃料冲压发动机(SFRJ)药柱表面传热以及燃速的影响,以高密度聚乙烯(HDPE)为燃料,对旋流和无旋工况下的固体燃料冲压发动机进行了连管实验研究,并且编制了二维轴对称湍流燃烧仿真程序,采用流固耦合传热的方法以及非定常时间推进方式,对实验工况进行了数值模拟。结果表明:①药柱表面热流密度对燃速有显著影响,在回流区与附着点处,药柱表面的对流换热能力要明显优于再发展区;②在旋流工况下,在离心力与切向速度的作用下,使热解产物在药柱表面附近区域停留时间更长,有助于热解产物的充分反应,并且明显增强药柱表面对流换热能力,与无旋工况相比,提高幅度可达100%,并且在旋流工况下发动机可更快建立自持燃烧;③通过实验研究发现,旋流的引入提高发动机的燃速有积极作用,增幅可达26%,但会导致固体燃料冲压发动机补燃室压强出现周期性振荡。      

涡轮基组合循环发动机超级燃烧室燃烧性能试验

对涡轮基组合循环(turbine based combined cycle,TBCC)发动机超级燃烧室进行了试验研究.首先设计了超级燃烧室模型及相关的试验系统,并在此基础上开展了不同进口速度系数、温度和油气比下点火特性、贫油熄火特性和燃烧效率等燃烧室性能的试验研究.研究结果表明:随着内涵进口速度系数(0.10~0.25)的增加,点火当量比先减小后增加,熄火当量比逐渐增加,燃烧效率提高;随着内涵进口温度(573~873K)的增加,点火当量比和熄火当量比减小,燃烧效率提高;随外涵进口速度系数、温度的增加,燃烧效率提高.试验中获得最小点火当量比为0.984,最小熄火当量比为0.6.      

CH4/正癸烷混合燃料燃烧特性

为研究CH4/正癸烷混合燃料的燃烧特性及燃烧稳定性,在定容燃烧弹中测量了初始压力为0.1MPa、初始温度为420K、当量比范围为0.8~1.5和甲烷摩尔分数为0~0.8时CH4/正癸烷混合燃料的火焰扩散速度、拉伸火焰传播速度、马克斯坦长度、无拉伸火焰传播速度和层流燃烧速度等,分析了甲烷摩尔分数对马克斯坦长度及层流燃烧速度等的影响。结果表明:当量比为1.3时,随着甲烷摩尔分数的增加,火焰发展末期,前锋面由网格形胞状结构发展为光滑球面,火焰稳定性增强;甲烷摩尔分数增加导致混合燃料马克斯坦长度随当量比增加而减小的趋势变慢,实验研究范围存在临界当量比,当量比小于1.2时,甲烷摩尔分数为0.8的混合燃料燃烧稳定性较差,而当量比大于1.2时,甲烷摩尔分数为0.8的混合燃料燃烧稳定性较好;当量比在1.0~1.3范围内,甲烷摩尔分数为0.2和0.4的混合燃料层流燃烧速度较快,而在实验测量当量比范围,甲烷摩尔分数为0.8的混合燃料层流燃烧速度较慢。      

燃烧室宽度对液态燃料旋转爆轰发动机影响实验研究

为了研究燃烧室宽度对液态燃料旋转爆轰发动机工作特性的影响,搭建了气液两相旋转爆轰实验系统,以汽油/富氧空气为工质,氢气/氧气预爆轰管作为点火装置,在不同燃烧室宽度下开展了一系列实验研究,分析了爆轰波的起爆过程,以及燃烧室宽度对爆轰波传播特性与发动机推力性能的影响。实验结果表明：点火后,燃烧室内需要经过一个爆燃转爆轰过程才能形成自持传播的爆轰波;爆轰波在不同燃烧室宽度下均以双波对撞模态传播,对应的波速分布在850~1025m/s内,随着当量比增加,波速整体呈增加趋势;当燃烧室宽度减小,波速整体有所降低;不同燃烧室宽度下推力性能存在显著差异,其中燃烧室宽度在16.5mm下,发动机的推力和燃料比冲要明显低于11.5mm和9mm的;随着燃烧室宽度减小,内外壁面边界层在流场中的作用更为突出,降低了发动机推力的稳定性。     

RP-3航空煤油模拟替代燃料燃烧特性的实验

在定容弹中实验测试了初始压力分别为0.1、0.3 MPa、初始温度分别为390、400、420 K、当量比范围为0.8～1.5时RP-3航空煤油模拟替代燃料的层流燃烧特性,并对比分析了模拟替代燃料与RP-3航空煤油的层流燃烧速率。结果表明,模拟替代燃料层流燃烧火焰的马克斯坦长度随初始压力或当量比的降低逐渐增大,表明火焰稳定性逐步增强；初始温度对火焰稳定性的影响不明显；随初始温度的升高或初始压力的降低,模拟替代燃料的层流燃烧速率逐渐升高；随着当量比的逐渐增大,模拟替代燃料的层流燃烧速率先增大后降低,在当量比为1.2时达到最大；在相同工况下,模拟替代燃料与RP-3航空煤油的层流燃烧速率吻合较好。      

凝胶自燃推进剂着火及火焰试验

为研究撞击式喷嘴凝胶自燃推进剂着火及火焰特性，在单喷嘴矩形燃烧室内进行了凝胶一甲基肼/四氧化二氮（MMH/NTO）喷雾燃烧过程试验研究。试验采用撞击角为75°、90°、105°的两股互击式喷嘴和撞击角为90°的两股燃料撞击一股氧化剂（F-O-F）、两股氧化剂撞击一股燃料（O-F-O）三股互击式喷嘴，首先结合高速摄影与纹影技术拍摄了燃烧过程纹影图像，随后采用高速摄影直接拍摄了燃烧过程火焰自然辐射发光图像。通过图像处理，提取了火焰着火距离、火焰轴向传播速度、火焰夹角以及反应距离，并分析了喷嘴类型、燃料射流速度的影响。试验结果表明，凝胶MMH/NTO燃烧主要发生在液膜破碎成液丝之后，射流速度越快，燃气扩散速度越快；凝胶MMH/NTO推进剂采用撞击角为105°的两股互击式喷嘴时着火距离最短；凝胶MMH/NTO着火时火焰轴向传播速度随燃料射流速度增加而增加，撞击角为90°时火焰沿喷注面下游传播速度较快；凝胶MMH/NTO稳态燃烧时火焰夹角随燃料射流速度增加而增加，反应距离随燃料射流速度增加而减小，其中撞击角为90°的两股互击式喷嘴火焰夹角最大，撞击角为105°的两股互击式喷嘴反应距离最短。     

来流条件对SFRJ燃速及自持燃烧性能的影响

为了研究来流条件对固体燃料燃速以及自持燃烧性能的影响规律,采用3阶单调迎风格式(MUSCL)重构方法,AUSMPW⁺通量分裂格式,k-w剪切应力输运(SST)湍流模型,7组分3反应有限速率化学反应模型以及2阶矩湍流燃烧模型,编制了二维轴对称湍流燃烧仿真程序。仿真结果显示:来流质量流率和总温的增加会提高燃速,温度和质量通量的影响指数大约为0.95~1.00和0.67;来流条件影响燃速的主要机理是壁面附近温度和湍流黏性的变化,其中湍流黏性是主要影响因素;随着质量流率的增加,特征速度逐渐降低,当入口马赫数接近1时,特征速度大约为850 m/s,固体燃料将无法自持燃烧。     

含石蜡燃料在固液混合发动机中的燃烧效率研究

为了提高含石蜡燃料在固液混合发动机中的燃烧效率,从推进剂的燃烧热值定义出发推导了燃烧效率表达式,并通过地面试车实验和热力学计算研究了催化剂、氧化剂喷注方式、后燃室容积对燃烧效率的影响。结果表明:推进剂的燃烧效率变化趋势可由特征速度效率表示,但更为精确的燃烧效率表达式应为特征速度效率的平方;燃料中添加卡托辛、亚铬酸铜和硬脂酸钴可使燃烧效率分别提高32.8%,43.3%和52.0%;相比涡轮转子和螺旋喷注器,离心式喷注器的旋流效果更好,可促进燃料与氧化剂掺混,从而更有利于提高含石蜡燃料的退移速率和燃烧效率;增加后燃室长度可提高燃烧效率,但较长的后燃室散热损失和流动损失较高从而导致比冲较低,当后燃室长度为80mm时,燃烧效率可达89.3%,因此得出了三种有效提高含石蜡燃料燃烧效率的方法。     

掺氢比对微波瓣燃烧器燃烧特性的影响

为解决微尺度非预混燃烧中燃料同氧化剂混合慢、燃烧不稳定的问题,基于实验的方法研究了燃料掺氢以及微波瓣燃烧器对燃烧的影响,并将微波瓣燃烧器的燃烧温度同微圆管燃烧器进行了对比。在此基础上建立了微波瓣燃烧器以及微圆管燃烧器的三维仿真模型,研究了掺氢比对微波瓣燃烧器和微圆管燃烧器流场、火焰长度、燃料消耗率、燃烧产物以及燃烧温度的影响。研究结果表明:随着掺氢比的增加,微波瓣燃烧器中流向涡涡量以及射流核心速度不断提高,火焰长度、燃烧温度不断增加,OH,H2O质量分数的峰值逐渐增加,CO2质量分数的峰值不断下降,CO质量分数峰值变化极小。在同一掺氢比下,相比于微圆管燃烧器,微波瓣燃烧器能够使燃料同氧化剂提前反应且具备更长的火焰、更大的OH质量分数峰值以及更高的燃烧效率和燃烧温度。在掺氢比为50%时,微波瓣燃烧器的最高燃烧温度较微圆管燃烧器提高了110K。这表明微波瓣燃烧器和燃料掺氢的结合能促进微尺度燃烧,提高燃烧的稳定性。