火箭冲压组合动力系统特征点推阻特性初探

推阻力是火箭冲压组合动力系统的重要特性,研究推阻特性及影响因素对动力系统研发极为重要.对模型动力系统在高空高速点下的推阻力进行了仿真和试验研究,获得了动力系统在火箭发动机模态、火箭/冲压发动机模态及冲压模态、不同余气系数下的推阻力.结果表明:所研究的模型在火箭发动机模态下,火箭发动机推力室在动力系统内产生的推力大于火箭发动机的设计推力;火箭/冲压发动机共同工作条件下,推力大于火箭发动机设计推力与同一余气系数冲压发动机模态推力之和;冲压模态下,动力系统的推力随余气系数减小而增大;理论计算与试验结果相符.     

RBCC发动机火箭-冲压模态理想热力循环优化分析

基于RBCC发动机工作原理,开展了特定燃烧组织模式下,RBCC发动机火箭-冲压模态的理想热力循环优化分析.根据火箭-冲压模态发动机工作特点,建立了工质热力循环过程模型,计算获得了最佳压缩点温度及其对应的最佳压缩比、最大循环功、热效率等参数.同时,给出了燃烧室最高温度、空燃比对最佳压缩比、最大循环功和热效率的影响规律,以及RBCC发动机热力循环的优化方向.研究结果表明,通过提高一级燃烧室最高温度、降低引射比、调整进气道压缩比至最佳压缩比等措施均可有效提高RBCC发动机最大循环功及循环效率.     

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。     

裂解度对甲醇ATR发动机的性能影响分析

提出了一种基于甲醇裂解工作的ATR发动机方案,并对特定裂解气成分的甲醇ATR发动机性能进行计算,研究了裂解气中裂解度对发动机性能的影响规律。结果表明:随着发动机转速上升,推力逐渐上升,比冲先增加后减小,在90%转速百分比时,比冲最高;在同一转速下,甲醇裂解度越高,发动机比冲越大,在裂解度100%、转速百分比90%条件下,发动机比冲最高达到约793 s;随着裂解度逐渐升高,裂解气比热容逐渐升高。     

地面试验中的超燃冲压发动机特性分析

直连式试验和自由射流试验是冲压发动机开展地面模拟试验验证过程中最为普遍的两类试验。通过对比两类试验对来流条件的实现情况,说明加热器工作参数和来流组分等模拟要素符合试验要求,在此基础上分析同款超燃冲压发动机的直连式和自由射流试验结果,并结合仿真分析结果开展论述。结果表明:针对相近试验工况,两类试验中进气道流动形态一致性较好;进发匹配工作特性方面,自由射流试验中的结尾激波位置普遍靠后,其安全工作裕度高于直连式试验;在直连式试验中,基于沿程静压测值方法得到的发动机比冲与自由射流试验台测得的发动机比冲接近。     

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。     

超燃冲压发动机全流道反应流场仿真分析

采用计算流体力学方法开展了超燃冲压发动机流场二维及三维数值仿真,获得了发动机流场结构及流动细节.探讨了二维简化计算的适用性及不足.通过对发动机各部件受力的分析,得到了发动机初步性能,并就支板及凹腔的减阻设计提供了一些参考.     

RBCC发动机热力/推进效率计算及影响因素研究

给出了RBCC发动机推进效率、热效率及总效率等热力/推进效率计算方程,开展了特定条件下油气比、流量比及速度比等因素对发动机效率影响规律研究.结果表明, 当燃油和火箭发动机推进剂种类、质量流量及飞行速度一定时,产生推力的RBCC发动机排气速度变化范围有限,且该范围可通过计算进行明确;在其他变量为定值的条件下,推进效率分别随油气比、流量比及速度比的增大呈单调增加的趋势;随着速度比减小,热效率、总效率增大.