滚控发动机燃气引流方案研究

依据某型滚控发动机实际结构,设计了3种燃气引流方案,方案1采用喷管与引射直筒留有间隙的布局形式,方案2采用喷管嵌入引射筒、引射筒后部接弯管的布局形式,方案3采用喷管直接排入引射筒的布局形式.采用商业软件对3种方案的引流效果进行了数值仿真,仿真结果表明方案1结构简单、易于实施,能够满足燃气顺利排放条件;方案2能够满足燃气引流,但会产生较大轴向力;方案3也可满足燃气引流,但引射筒与喷管间隙较难控制;综合分析得到方案1适合该滚控发动机燃气引流.     

隔离段尺度效应初探

随着超燃冲压发动机规模不断扩大,隔离段尺度效应非常突出,利用准一维隔离段分析模型,对3种截面积的矩形截面和圆形截面隔离段的尺度效应进行计算分析。初步结果表明:隔离段入口边界层发展情况是影响压力分布及隔离段长度的重要因素;在给定的压升条件下,相同尺度的圆形截面隔离段比矩形截面隔离段长;隔离段长度不与入口水力直径呈线性关系,即隔离段长度不能几何缩比;隔离段尺度越大,尺度影响越显著。     

火箭/冲压组合发动机工作特性分析

为分析火箭/冲压组合发动机在不同工作模态下的工作特性,对其在没有二次补燃情况下的内流场进行了数值模拟和分析,结果表明:(1)在火箭引射模态,火箭发动机应尽可能工作在其设计状态;(2)为有利于掺混燃烧,在较低的高度、较高的速度下由引射模态转换到亚燃冲压模态可能比较好;(3)在亚燃冲压模态,火箭发动机以某种低工况工作对冲压发动机的点火和火焰稳定是极为有利的;(4)在纯火箭模态,进气道关闭与否对组合发动机的整体性能几乎没有影响;为了获得较高的性能,二次喷管应采用扩张通道。     

火箭冲压组合发动机部件缩尺关系理论初探

为了使小尺度火箭冲压组合发动机的试验结果支撑中大尺度发动机的研制,从火箭冲压组合发动机各个部件的工作原理出发,理论分析了火箭冲压组合发动机部件缩尺关系,构建了小尺度发动机部件与中大尺度发动机部件之间的缩尺关系。研究表明:液态碳氢燃料火箭冲压组合发动机缩尺关系区别于氢燃料超燃冲压发动机的"压力-长度"缩尺关系;发动机各部件的缩尺关系差异明显;进排气系统可采用几何缩尺关系;隔离段、燃料喷注器、火焰稳定装置遵循不同的缩尺关系;燃料穿透深度与发动机尺寸呈线性关系,而蒸发和雾化与发动机尺度无关;火箭推力室缩尺可按照缩尺因子改变火箭推力室的数量实现。     

燃烧室非线性压力振荡及其产生机理研究

当燃烧不稳定现象发生时,燃烧室内部往往伴随有较大幅值的压力振荡,其表现形式是非线性的.为了加深对其产生机理的认识,在能量平衡方法的基础上,通过求解包含高阶非线性项的各阶能量平衡方程,模拟了燃烧室非线性压力振荡曲线,给出了不稳定状态下,燃烧室压力的陡峭化过程以及各阶模态的“极限环”幅值分布.在此基础上,进一步对初始线性增长率α以及非线性效应对“极限环”幅值的影响规律进行了参数化研究,获得相应的分布规律曲线.最后,作为验证,对不同稳定工况下的“爆炸弹”压力振荡过程进行了数值模拟.研究表明,不稳定燃烧过程中,各阶模态之间存在相互作用,且随着α的增加,“极限环”幅值呈线性递增趋势,而非线性效应对“极限环”幅值的影响规律则相反.此外,“爆炸弹”数值实验表明,在进一步完善非线性项后,能量平衡方法具有模拟非线性燃烧不稳定现象的潜力.