固体燃料冲压发动机连管试验器设计方案探讨

分析了虚拟固体燃料冲压发动机连管试验的基础技术,归纳了其试验器方案设计任务。重点探讨了连管试验器各部件的设计方案。     

固体燃料冲压发动机硼燃料的燃烧

本文介绍了固体燃料冲压发动机(SFRJ)中硼燃烧的特点及改善燃烧效率的一些措施.     

进气道内压缩比对固体燃料超燃冲压发动机性能的影响

为研究固体燃料超燃冲压发动机进气道与燃烧室的匹配特性,以飞行马赫数为6、飞行高度为25km为设计点对发动机各部件进行初步设计,采用数值模拟方法计算了一系列具有不同进气道内收缩比的发动机模型.结果表明:在保持燃烧室结构不变的条件下,发动机推力与比冲随进气道内压缩比增大开始显著下降,随后小幅上升;在保持燃烧室入口面积扩张比不变的条件下,发动机总体性能随进气道内收缩比的增大而提高.在满足进气道起动与燃烧室火焰稳定的前提下,发动机设计应采用尽可能大的进气道内收缩比与尽可能小的燃烧室入口面积扩张比.      

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.      

固体燃料超燃冲压发动机燃烧室初步实验研究

设计并搭建了一个小型直连式试车台,开展了固体燃料超燃冲压发动机燃烧室工作过程的初步实验研究。加热器提供的燃烧室入口总压与总温分别为2.2MPa与1600K,试验证明了固体燃料超燃冲压发动机燃烧室在没有外部辅助条件下能够实现自点火和稳定燃烧。实验结果表明,燃面退移速率沿轴线先增大后减小,在凹腔和等直段交界处达到最大值,其峰值超过2 mm/s。随着燃烧进行,燃烧室通道扩大,凹腔与等直段压强下降较快。由于扩张比逐渐减小,扩张段内压强变化比较平稳。实验研究了采用突扩台阶进行火焰稳定的燃烧室构型,结果表明突扩台阶不适合作为固体燃料超燃冲压发动机的火焰稳定器。     

固体燃料ATR涡轮/压气机匹配方法研究

为了获得固体燃料空气涡轮火箭发动机(SP-ATR)中涡轮和压气机的匹配工作特性,建立了涡轮和压气机的工作特性模型,根据SP-ATR转速、功率和背压平衡的工作特点,分别基于涡轮和压气机的工作环境先后采用两种不同的方法完成了二者的匹配。对比两种匹配方法得出结论:(1)基于涡轮的匹配方法与转速稳定过程一致,可确定特定飞行环境中发动机的转速;(2)基于压气机的匹配方法需要条件更少、适用范围更广,可用于特定转速调控方案下驱涡燃气流量的确定。两种匹配方法的计算结果相对Ax STREAM仿真结果的最大误差为10.75%,两种匹配方法的计算结果相差不超过8%。将建立的匹配方法应用于HARM弹自主爬升飞行过程,得到SP-ATR驱涡燃气流量的定量调控规律。     

固体燃料空气涡轮火箭发动机工作模式

根据SP-ATR目前存在的燃气难以兼顾清洁和富燃的问题,文章提出将原本由1股燃气单独承担驱动涡轮和补燃功能的工作模式分解为由2股燃气分别担负驱涡和补燃功能的工作模式。通过对比分析该工作模式的SP-ATR和固冲发动机、涡喷发动机工作特点,提出了适合该形式SP-ATR的性能计算模型,得到其飞行包线,发现该SP-ATR工作包线宽广,可完全包含涡喷和固冲发动机的工作包线。在此基础上,计算得到了SP-ATR在不同空域和速度条件下的飞行性能及变化规律:(1)随飞行高度和速度的增加,其比冲、比推力增加,但性能随外弹道变化幅度较小,整个工作范围性能稳定;(2)在近地面和低空SP-ATR均可实现低空亚音速盘旋和5 km高度以上的超音速飞行,且在比冲高于6 700 N.s/kg,同时保持比推力大于1 100 N.s/kg;(3)高空SP-ATR工作高度速度范围宽,比冲性能与冲压发动机相当,比推力为冲压发动机的2倍,相同飞行速度条件下飞行高度增加比冲增加、比推力增加,具有在更高高度巡航潜力,高空性能优势明显。     

伊朗试射改进型泥石2中程导弹

伊朗成功试射了其自行研制的改进型泥石2中程导弹。泥石2中程导弹是伊朗最先进的两级地对地导弹，完全由固体燃料推进，射程超过2000千米。改进型泥石2中程导弹是伊朗加强边界防卫力量长期计划的一部分。该导弹拥有比流星3型导弹更远的射程和更精确的打击能力。流星3型系列中最先进的导弹应用固体和液体混合燃料，射程也达到2000千米。     

CL－20推进剂进展

ＣＬ－２０推进剂进展改进的微烟低易损性推进剂可能代替当前军用海尔法、陶、侧风及其他导弹用的高易燃性ＲＤＸ和ＨＭＸ固体燃料。这种新型推进剂以１９８７年披露的高能燃料为基础，称之为ＣＬ－２０，现已由美国海军的中国湖，空军的武器站和锡奥科耳公司共同领导的承...     

小固体燃料冲压发动机燃烧室的研究

小固体燃料冲压发动机燃烧室基本上是一圆柱形药柱,空气通过燃料通道流入.在进气道末有一后向台阶,形成气流回流区以提供火焰稳定的必要条件.再附着区下游,燃料的气化物或分解产物和空气间的气相扩散火焰在已扩展到整个燃料表面的边界层内形成.小固体燃料冲压发动机燃烧室的结构简图以及主流和燃烧特性示于图1.试验系统可模拟所要求飞行条件下的燃烧室和能进行必要测量与控制的静态试验系统已建成和运用(图2).这一系统借助于带有绝热管和抗高温电磁阀的空气电加热器(25kW)来提供流量可控的(达到25g/s)、热的(800K)、高压(1MPa)的空气.氮气吹除装置是用来冷却熄火后的燃烧室.