燃气喷射角度对含硼固体火箭超燃冲压发动机补燃室燃烧效率的影响

固体火箭燃气超燃冲压发动机具有高比冲、结构简单、流量易调节等优点,然而在超音速空气流的补燃室中,如何让燃料更好地与空气掺混,增加颗粒停留时间,在较短时间内释放出更多的燃烧焓成为目前研究的重点。采用Realiazble k-ε湍流模型,单步涡团耗散模型,在King的硼颗粒点火燃烧模型的基础上考虑了硼颗粒在高速气流当中的气动剥离效应,利用龙格-库塔算法迭代计算硼颗粒点火燃烧过程,对燃气进气方向与轴向夹角从45°~180°的10种进气方式下的补燃室进行了三维两相燃烧流动计算,分析了各种进气角下的燃气燃烧效率、硼颗粒燃烧效率以及总燃烧效率。结果表明:当一次燃气喷射角度与轴向夹角逐渐增加时,燃气与颗粒燃烧效率逐渐增加,并在180°时燃烧效率和比冲为最高。     

涡轮增压固体冲压发动机补燃室燃烧数值模拟研究

提出了涡轮增压固体冲压发动机补燃室三股气流燃烧数值模拟的方法。分别采用Standard k-ε、k-εRNG、k-ωSST湍流模型,结合三维N-S方程、颗粒轨道模型、King硼粒子点火模型、硼粒子燃烧模型建立TSPR发动机补燃室三维两相流动燃烧模型。首先,利用本文模型进行冷流掺混分析,确定了试验发动机构型并进行燃烧试验,三股气流形成了稳定燃烧;然后,将数值计算得到的补燃室压强、特征速度、燃烧效率与实验结果进行对比分析,并进行了计算模型可信性分析;文中综合湍流模型对TSPR补燃室燃烧情况模拟的影响,得出硼颗粒模型是进一步提高含硼三股气流模拟精度的主要原因。说明本文采用的模型以及与之相匹配使用的方法适用于TSPR发动机补燃室燃烧情况的分析。采用本文补燃室结构进行试验,有无硼成分的试验燃烧效率分别达到82.1%和88.8%,数值模拟结果显示,还应进一步改进补燃室结构,以降低总压损失,促进补燃室壁面附近的空气参与燃烧,并提高硼粒子燃烧效率。     

固体火箭超燃冲压发动机补燃室构型的影响分析

针对不同补燃室结构参数对固体火箭超燃冲压发动机补燃室掺混燃烧性能的影响进行研究,分析各级燃烧室的长度与扩张角度对补燃室性能的影响。采用基于密度的二阶迎风格式对补燃室掺混燃烧进行模拟,湍流模型和燃烧模型分别采用SST k-ω模型和涡团耗散模型。结果表明,提高燃烧效率与降低总压损失是相互矛盾的;燃烧效率随燃烧室长度的增加而增大,随燃烧室扩张角度的增加而减小;总压恢复系数随燃烧室长度的增加而减小,随燃烧室扩张角度的增加而增大;一级燃烧室的结构参数对燃烧效率与总压恢复系数的影响最大。当补燃室的总长与出口面积一定时,以发动机的总体性能参数作为补燃室构型的优化目标,对一、二级燃烧室长度与一、三级燃烧室扩张角度进行优化。     

某型固体火箭冲压发动机补燃室内流场仿真

基于简单反应的漩涡分裂模型,建立了固体火箭冲压发动机补燃室内的湍流燃烧模型,并在该模型下对某实验发动机进行了三维数值模拟,获得了补燃室内的流场结构。分析了补燃室燃烧效率的变化和发动机的性能,并研究了补燃室设计参数包括进气道出口设计参数对燃烧效率的影响。通过计算与分析,为固体火箭冲压发动机补燃室设计提供了一些建议。     

后置燃气发生器的新型固冲发动机工作过程数值模拟

进行了后置燃气发生器的新型固体火箭冲压发动机直连式试验,并对实验演示用发动机补燃室三维内流场进行了数值模拟,将试验结果与数值模拟结果进行对比,验证了数值模拟的准确性。采用单因素比较分析的方法,研究了一次燃气喷射方式与补燃室长度对固冲发动机性能的影响。结果表明,一次燃气喷射角度为150°时的燃烧效率比60°时高14%,补燃室燃烧效率在一次燃气喷射角度为180°时达到最大值;8喷口的燃烧效率高于4喷口;补燃室长度增加,燃烧效率增大,补燃室长度为149 mm时的燃烧效率比99 mm仅高5%。     

膏体冲压发动机构型对燃烧效率的影响研究

膏体冲压发动机是在膏体发动机和冲压发动机基础上提出的一种新型组合动力装置.探讨了膏体冲压发动机的多种构型.并对其反应流场进行了数值模拟和燃烧效率分析.结果表明,采用将膏体富燃料直接喷射到补燃室的方式燃烧效率较高;随着进气道轴向距离的增加,补燃室头部的燃烧效率有所降低;随着进气道夹角的增加,补燃室燃烧效率略有增加.     

补燃室长度对固冲发动机二次燃烧的影响

采用RNGκ-ε湍流模型及单步涡扩散燃烧模型,对二元双下侧进气式固体火箭冲压发动机补燃室内三维反应流场进行了数值模拟,得到了补燃室二次燃烧效率的变化趋势。结合直连式地面模拟试验,分析了补燃室长度对掺混流场和二次燃烧效率的影响。结果表明,增加补燃室长度,可显著提高二次燃烧的效率,但存在一恰当的设计值;大于此设计值时,对提高二次燃烧效率的作用有限。     

侧向旋转射流进气对固冲发动机性能的影响

采用Reynolds应力方程模型及涡耗散燃烧模型,在不同旋转工况下给定相同进气流量,对侧向进气固冲发动机补燃室湍流反应流场进行了数值计算,得到了燃烧产物的平衡组分、燃烧温度和其他热力学参数,并在此基础上计算了补燃室燃烧效率、发动机推力等参数。数值模拟表明,对于侧向进气固体火箭冲压发动机,在空气射流中引入旋转流动,能有效提高补燃室内的燃烧效率,进一步提高发动机性能。燃烧效率随旋流强度呈先增大、后又减小的规律。采用最佳旋流数的旋转进气后,可使发动机推力提高约2.3%。     

燃气喷射方式对固体火箭超燃冲压发动机性能的影响

利用数值模拟方法研究了不同喷孔参数对固体火箭超燃冲压发动机补燃室性能的影响。采用基于密度的二阶迎风格式对补燃室掺混燃烧过程进行模拟,湍流模型和燃烧模型分别采用SST k-ω模型和涡团耗散模型。计算结果表明,喷孔数量、喷射角度θ以及喷孔分布半径r对补燃室的掺混燃烧性能均存在明显影响;其中,喷射角度θ对补燃室掺混燃烧性能的影响最大;存在最佳的喷孔数量使得燃烧效率最大;随着喷射角度θ与喷孔的分布半径r的增加,燃烧效率逐渐增加,但总压恢复系数逐渐减小。     

固冲发动机补燃室二次燃烧实验研究

采用不确定度评定的地面直连冲压实验设备,对某全尺寸固冲发动机补燃室二次燃烧进行了实验研究。通过测定比冲效率,确定了不同的燃气发生器喷嘴结构、空气进气角度、进气头部距离和补燃室长度对二次燃烧的影响,并进行了机理分析。结果表明,五喷嘴比冲效率较高,燃气的切入方式对补燃室二次燃烧有重要影响;增大入射角度,可提高比冲效率,但加剧了燃烧产物在补燃室内的沉积;补燃室头部距离不宜过大,比冲效率不随头部距离线性增加;补燃室长度增加,可使比冲效率提高,但效果并不理想。     

燃烧室结构对固液火箭发动机燃烧与流动的影响研究

建立了85%H2O2-PE固液火箭发动机氧化剂H2O2催化分解、PE燃料热解以及热解气体与氧化剂分解气体扩散燃烧的综合模型,计算了固液火箭发动机燃烧室轴对称二维内流场,对不同结构燃烧室内流场的计算结果进行了对比,研究了补燃室和氧化剂入口突扩结构对发动机燃烧性能的影响.结果表明,增加氧化剂入口突扩段有利于发动机稳定工作和充分燃烧,增加补燃室长度可以提高发动机平均燃烧温度,使燃烧更加充分.     

液氧煤油气液同轴直流离心式喷嘴的声学模拟实验研究

气液同轴直流离心式喷嘴对补燃发动机燃烧室高频燃烧稳定性有显著影响。为研究气液同轴直流离心式喷嘴的声学特性,在大气环境条件下进行了单喷嘴声学模拟实验。通过安装在模拟燃烧室外侧的扬声器激发声学振荡,利用声学探针测量燃烧室内的声压,获得了喷嘴长度、节流嘴直径对燃烧室声学特性的影响规律,确定了喷嘴长度与节流嘴直径的选取原则。     

粉末燃料冲压发动机燃烧室两相流数值模拟

采用颗粒轨道模型对镁粉燃料冲压发动机的两相流场进行了三维数值模拟,目的是为进一步的实验研究提供指导和参考。结合理论性能分析,提出了一种发动机构型,通过数值模拟分析了颗粒粒径、产物相态等因素对该发动机燃烧效率的影响。结果表明,粉末燃料的粒径较小时点火延迟时间短,颗粒在发动机中的滞留时间长,燃料燃烧效率较高。     

水冲压发动机燃烧稳定性数值研究

建立了水冲压发动机燃烧稳定性计算模型,对一次进水水冲压发动机燃烧室内流场进行数值模拟。研究了燃烧室长度、水燃比、液滴直径等因素对水冲压发动机燃烧稳定性的影响。研究表明,适当增加燃烧室长度、采用多次进水以减小局部水燃比并选取适当的雾化器,有利于水冲压发动机的稳定燃烧。     

液氧煤油补燃发动机喷注器高频燃烧不稳定性的试验研究

针对液氧煤油高压补燃循环发动机高频燃烧不稳定性这一突出问题,建立了喷注单元的低压高频燃烧不稳定性模拟试验系统,使用气气推进剂。利用相似准则设计了缩比燃烧室,研究了全尺寸气液同轴式喷注器的结构尺寸和工作参数对燃烧稳定性的影响。结果表明,激发高频燃烧不稳定性时火焰变短,燃烧室压力出现大幅振荡并伴随啸叫;喷注器缩进室长度对燃烧稳定性裕量有很大影响并存在相对最佳值。试验结果可以指导发动机燃烧室的燃烧稳定性设计和评估,在发动机研制初期筛选燃烧稳定性相对最好的喷注器结构。     

GH2／GO2涡流冷却推力室设计与数值计算

涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术。采用该技术可以简化推力室结构、降低成本,并可提高系统可靠性。对涡流冷却推力室进行了初步设计,并采用PDF非预混燃烧模型和DO辐射模型对所设计的推力室进行了数值仿真。根据计算结果：推力室内部形成了双向涡流;推力室圆筒段壁面温度低于760K;在考虑辐射条件下,推力室圆筒段壁面温度平均升高约140K,最高温度低于900K;涡流冷却技术是可行的,但目前存在燃烧效率相对较低的问题。