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以双下侧进气布局的固体火箭冲压发动机为研究对象,以补燃室中燃气与空气的掺混燃烧效率规律为研究目标,将燃气喷管数量、补燃室头部距离、补燃室长径比、空气进气角度、空气进气速度5个因子作为二次燃烧效率的影响因子,基于试验设计方法,建立了5因子2水平的全因子试验表,并以该表为基础对构建出的32种不同掺混结构的固体火箭冲压发动机补燃室的反应流场进行数值模拟。用试验设计中的数据处理方法对计算结果进行分析,获得了5个显著因子及各因子对燃烧效率的影响规律。为了验证分析结果的正确性,从试验设计表中选取5种掺混结构进行了地面连管试验,试验结果与分析结论一致。将试验设计方法应用到固体火箭冲压发动机燃烧性能的研究中,为发动机性能寻优提供了新途径,具有较高的工程应用价值。 相似文献
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基于布雷顿循环,考虑燃烧产物的离解,针对固体火箭超燃冲压发动机工作过程进行了建模研究,开展了发动机理论性能分析,研究了飞行参数、燃料种类对发动机性能的影响,探究了超燃冲压发动机的工作极限。结果表明:固体火箭超燃冲压发动机的性能随着飞行马赫数的增大和飞行高度的升高而下降;当工作当量比增大时,质量比冲和体积比冲均下降,但比推力逐步上升;当工作空燃比增大时,比推力下降,但质量比冲和体积比冲均逐步升高。燃料种类对发动机性能有显著影响,在空燃比5~27的范围内,固体推进剂的体积比冲存在明显优势,但比推力和质量比冲不及氢气和煤油。相比于氢气和煤油,采用硼基固体推进剂作为燃料的超燃冲压发动机可以在更宽的飞行马赫数范围内工作,预示着固体火箭超燃冲压发动机宽包络飞行的潜力。 相似文献
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为了研究一次火箭室压、一次燃烧产物组分、不同燃烧室构型对于固体火箭燃气超燃冲压发动机性能的影响,采用全流道一体化数值模拟的计算方法,研究了纯气相一次燃烧产物的火箭室压、不同碳颗粒比例的一次燃烧产物、40%的碳颗粒含量的一次燃烧组分下分流道以及波瓣结构两种混合增强方式三种因素对于中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机补燃室流动燃烧以及发动机性能的影响。结果表明:一次火箭室压增大的同时,由于一次火箭喷管面积比相应地随之增大,一次火箭喷管出口射流的平均压强并未增加,避免了壅塞现象的产生,同时随着一次火箭室压的增加,发动机的推力以及比冲均呈上升趋势;碳颗粒的含量越少,发动机的性能越高,发动机的性能对于推进剂的要求较高;两种混合增强方式对于补燃效率的提高意义明显,合理设计混合增强装置有助于发动机性能的提高。 相似文献
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旋转射流对含硼固体火箭冲压发动机二次燃烧的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
为提高固体火箭冲压发动机二次燃烧效率,将旋转射流技术引入固体火箭冲压发动机设计,采用Re-alizable k-ε湍流模型、单步涡团耗散燃烧模型以及KING硼粒子点火和燃烧模型,利用Fluent软件开展了旋转进气和一次燃气旋转含硼固体火箭冲压发动机补燃室三维反应流场流数值分析。研究结果表明,当空气射流切向进入补燃室时,气流产生的旋转均使燃料与空气的混合更充分,燃烧效率更高。当气流切入角度增大时,补燃效率先升后降,对于具体发动机结构,存在一个使燃烧效率最大的切入角,针对研究的模型发动机结构,此值在20°附近;当一次燃气旋流数的增加,二次燃烧效率呈逐渐增高的趋势。 相似文献
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由分析固体火箭发动机的高频不稳定燃烧的振幅和频率变化的复杂性开始,通过调整参数,通过调整参数,得到在燃烧前期呈现较单纯纯频的振荡燃烧。利用中止燃烧试验,得到反映前期振荡燃烧的速度幅分布的烧去肉厚分布。 相似文献