液氢突扩燃烧冲压发动机性能

对航天飞机用液氢突扩燃烧冲压发动机性能进行了比较详细的计算及分析。研究的工作范围为Ma=1.50～6.50、高度变化范围为H=0～40km。并把计算结果与等截面液氢冲压发动机性能进行了比较。计算结果表明,在低空低马赫数时突扩燃烧冲压发动机性能较为优越,而在高空高马赫数时性能基本没有变化。航天飞机使用突扩燃烧室冲压发动机在低空低马赫数时可以部分解决流量匹配问题,还可提高发动机推力、减少溢流阻力。燃烧室结构也较简单。     

液氢冲压发动机的计算与分析

本文对使用液氢燃料冲压发动机在大马赫数范围内的工作特性进行了比较详细的计算与分析。结果表明使用氢燃料直到马赫数达6.5,亚燃冲压仍具有相当好的比冲特性,而使用碳氢燃料在马赫数达4.5以后比冲特性迅速下降。文章还从加热比和单位空气比冲出发讨论了发动机的调节特性,并建议采用较简单的有级调节来代替复杂的无级连续调节方法。本文还对等截面超燃冲压发动机的特性进行了计算,结果表明等截面极限加热并非最佳设计。     

碳氢燃料超燃研究与应用

通过分析与试验表明,技术风险小,性能可靠,近期能够实现的,以煤油为燃料的弹用冲压发动机是一种适宜于飞行Ma=6左右的高超声速导弹的推进装置,采用尾喷管几何喉道可调的方法,有利于提高煤油冲压发动机亚燃工况的性能,满足飞行对低马赫数（Ma=2.5左右）接力与加速状态推力特性的要求,以煤油与氢为燃料的双燃料冲压发动机具有广阔的应用前景。     

组合发动机多种燃料和多种氧化剂的当量比计算法

提出了两种计算燃料和氧化剂当量比的方法。方法之一是“混合气法”;假方法之二是“当量油气比法”。燃烧过程中使用的燃料种类数及氧化剂种类数均没有限制。还假设了一个组合发动机作为例题。它包括火箭发动机、冲压发动机、涡喷发动机及加力燃烧室。使用的燃料为液氢、甲烷、丙烷和航空煤油。氧化剂为液氧和空气。     

基于亚燃的高超声速冲压发动机内流道研究

为了研究亚燃冲压发动机在高超声速条件下工作的性能,采用总体性能计算方法和流体力学仿真对基于突扩燃烧的高马赫数亚燃冲压发动机内流通道进行匹配设计研究,得到了其速度特性和调节特性。结果表明,设计出的亚燃冲压发动机在高超声速范围内性能良好,能够正常工作。在接力点处,马赫数Ma=3.5,高度H=12km,得到最大推力系数为0.649,此时比冲为13 801.2N·s/kg;在巡航点处,Ma=5.0,H=21km,发动机余气系数α=1.8时,得到推力系数为0.370,此时最大比冲为12 574.0N·s/kg。研究认为,最大飞行马赫数为5~6的高超声速冲压发动机采用亚燃是可行的。     

含能碳氢燃料燃烧特性及发动机应用研究进展

在液体碳氢燃料中添加铝、硼等高能固体颗粒是提高燃料能量特性的有效手段,也是未来高性能火箭发动机和冲压发动机性能提升的重要基础。对含能碳氢燃料的发展历程和当前需求进行介绍,重点分析对比了含能碳氢燃料的2种类型及各自优势;综述了国内外开展的含能碳氢燃料单液滴燃烧实验研究,介绍了含能碳氢燃料液滴的特征燃烧过程和典型燃烧现象;总结了国内外研究机构在火箭发动机、亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机平台中开展的含能碳氢燃料应用研究进展。最后,对含能碳氢燃料的下一步研究进行展望。     

液氢推进剂预冷却空气涡轮冲压发动机性能模拟

为提高常规空气涡轮冲压发动机性能并扩展工作范围,加入液氢预冷系统,使用液氢作为预冷剂及推进剂,建立了使用液氢作为燃料的预冷空气涡轮冲压发动机性能计算模型。在给定航迹和调节计划下计算并分析了高空高速、低空低速下发动机的性能。仿真结果显示加入预冷器、使用液氢作为燃料可以极大的扩展ATR发动机的工作范围,并在整个飞行包线内极大的提高了ATR发动机的性能。     

超燃冲压发动机壁面热量的利用潜力分析

在高马赫数飞行下,用燃料冷却超燃冲压发动机壁面的冷却需求量大于发动机燃烧量。为了降低燃料的冷却量以及实现燃料冷却量和燃烧量的匹配,采用可用能分析法对超燃冲压发动机壁面热量的利用潜力进行分析。发动机壁面热量特性及燃料的冷却特性决定可用能大小。根据发动机壁面温度分布、热流密度分布及燃料的冷却过程温度分布计算可用能。该方法得出:在壁面最高温度为1200K时,传入壁面的热量为554.4k W,其中理论可用能为331.6k W。没有利用其热量实现热量转换时需要的燃料冷却流量为0.616kg/s,最大限度利用热量实现能量转换输出可用功时只需要燃料冷却流量为0.2476kg/s,降低了燃料的冷却需求量。     

文氏管在煤油燃料超燃冲压发动机中的应用

为了提高试验效率，将文氏管流量控制技术应用到液体煤油燃料超燃冲压发动机地面直连式试验中，在一次试车中完成了多个燃料当量比的试验。在模型发动机2．5s工作时间内，利用流量调节系统实现了煤油流量阶梯变化，对应当量比分别为1．01，0．88和0．71，随着燃料流量减小，超燃冲压模型发动机维持稳定燃烧，发动机推力减小，燃烧室压力降低，隔离段内预燃激波串位置后移。试验结果说明文氏管流量控制系统工作稳定，调节过程清晰，达到预定试验目的，并且该技术可作为一个有效的手段应用到变当量比超燃冲压发动机燃烧过程动态特性研究中。     

高空高速液体燃料亚燃冲压发动机动力特性研究

本文介绍了一种液体燃料亚燃冲压发动机的变比热性能计算方法,并对某型亚燃冲压发动机进行了性能计算,分析讨论了设计参数对发动机性能的影响.本文计算方法可用于液体燃料亚燃冲压发动机总体方案设计阶段的参数选择和性能分析.     

液体冲压发动机控制系统半实物仿真

运用小偏离线性化理论和Willoh方法，建立了液体冲压发动机和弹体动态数学模型。动态数学模型在微型计算上一体化运行，形成液体冲压发动机／弹体一体化实时数字仿真器。实时数字仿真器通过输入输出接口与液体冲压发动机的实际控制系统进行联接，组成液体冲压发动机、弹性和发动机控制系统半实物仿真系统。对冲压发动机飞行马赫数和控制 系统供油量的半实物仿真结果表明，系统能满足研制工作的需要。     

液体冲压发动机数字电子控制系统

为某型号整体式液体冲压发动机设计了数字电子－液压机械控制系统，介绍了该系统的控制方案、工作原理和工作方式。数字电子－液压机械控制系统和冲压发动机与弹体数字仿真器等组成液体冲压发动机、弹体／发动机控制系统半实物仿真系统，对数字电子－液压机械控制系统的功能及工作协调性进行了检验，半实物仿真试验结果证明，该系统满足设计要求。     

固液火箭冲压发动机研究

为了研究适应较大空域稳定工作的冲压发动机，选定固液火箭冲压发动机为研究对象。确立了发动机的理论计算方法，优化了发动机的设计，并在试车台架上模拟大范围的飞行工况进行了试验考核，较好地验证了理论的正确性。固液火箭冲压发动机有其独特的性能，根据不同需求调整液体燃料与固液体推进剂的比例，可达到最优组合，具有广阔的应用前景。     

液体冲压发动机数字电子控制系统换

为某型号整体式液体冲压发动机设计了数字电子-液压机械控制系统,介绍了该系统的控制方案、工作原理和工作方式.数字电子-液压机械控制系统和冲压发动机与弹体数字仿真器等组成液体冲压发动机、弹体/发动机控制系统半实物仿真系统,对数字电子-液压机械控制系统的功能及工作协调性进行了检验.半实物仿真试验结果证明,该系统满足设计要求.     

亚燃冲压发动机中凹腔与V槽火焰稳定器性能对比分析

通过亚燃冲压发动机直连式试验和数值计算,对凹腔火焰稳定器及V槽火焰稳定器的点火性能和燃烧性能进行了初步研究.结果表明,凹腔火焰稳定器可以直接用高能火花塞点燃,而V槽火焰稳定器只能用氢气引导火焰点燃;火焰稳定方式与燃料的喷注方式相对应,中心喷注方式适用于V槽火焰稳定器,壁面或者贴近壁面的喷注方式适用于凹腔火焰稳定器.燃烧性能方面,凹腔属于边区组织燃烧方式,V槽火焰稳定器属于中心组织燃烧方式,更有利于已燃气体和未燃气体的混合.凹腔与V槽的燃烧效率较为相近,但V槽火焰稳定器具有较高的总压损失.      

冲压发动机突扩燃烧室内标量输运的大涡模拟

为弄清突扩燃烧室内标量输运机理，采用大涡模拟方法数值模拟了几何结构简化的冲压发动机突扩燃烧室内湍流流动中燃料浓度以及温度等标量的扩散和输运过程。研究了大尺度涡结构随时间在空间的演化过程，给出了燃料浓度和温度场的瞬时空间分布。研究表明燃料的扩散特征直接决定于大涡结构，大涡结构也强烈的影响温度的输运过程。该研究结果为冲压发动机突扩燃烧室设计和改进燃烧状况提供了细观依据。     

冲压发动机燃烧不稳定性数值研究

使用FLUENT CFD计算软件开展了号冲压发动机燃烧不稳定性问题的数值研究。采用Finite-Rate/Ed-dy-Dissipation燃烧模型,随机轨道颗粒模型,考虑燃油液滴的一次雾化、二次雾化、蒸发和掺混,计算获得燃烧室内部热释放率、压力随时间的变化曲线,依照瑞利准则讨论了该型号发动机燃烧不稳定性的机理。     

Model optimization method and connected-pipe experiment of a liquid fuel ramjet engine

The optimization method of a mathematical model and connected-pipe experimental technique for a test in altitude test facility (ATF) of a liquid fuel ramjet engine was researched.The optimization of the simple mathematical model was divided into two steps.Firstly,using the test engine's geometry configuration size data,a preliminary adjustment was done.Secondly,using experimental test data,the components' experiential coefficients were modified appropriately.Emphasis was laid on the simulation technique of flight condition and parameters measurement method.The experimental technique was applied to a ramjet ATF test successfully.The comparison results show that the optimized-model has higher precision and the nozzle gross thrust difference drops from 12% to about 4%.