支板火箭引射冲压发动机引射模态燃烧流动 (Ⅱ )二次燃烧及构型的影响

对比研究了两种构型的支板火箭引射冲压发动机引射模态的瞬时掺混燃烧(SMC)三维掺混和反应流场,详细分析了静态海平面零马赫数情况下燃烧及构型对引射流场的影响,发现几何构型和二次燃烧的综合影响决定了引射掺混后流体的速度、总温、总压及引射流量,从而也主要确定了发动机的性能,其中构型因素主要决定了掺混的质量,从而决定了低速模态的性能。     

支板火箭引射冲压发动机引射模态燃烧流动 (Ⅰ)瞬时掺混燃烧流场的数值模拟

针对一种适用于多种工作模态的支板火箭引射冲压组合发动机构型,Mα在0—1来流范围的瞬时掺混(SMC)引射燃烧流场进行了数值模拟。详细分析了低速模态SMC湍流流场的流动结构及特征,并对其Mα0—1范围的性能进行了分析,结果Mα在大于等于0．7范围内获得了推力增强。结论认为该种构型的组合发动机适用于作为机载导弹的动力装置,而更低马赫数范围(包括Mα＝0)内的推力增强取决于多种因素的优化匹配。     

RBCC火箭引射模态热力壅塞研究

运用理论分析和实验研究相结合的方法对火箭引射模态下实现热力壅塞进行了研究.建立了用于实现热力壅塞可行性分析的理论模型,分析了燃烧室通道面积变化规律、加热方案、一次火箭与二次流掺混后的气流参数等对实现热力壅塞的影响,提出了判别能否实现热力壅塞的临界马赫数准则.理论计算和实验研究结果表明,碳氢燃料发动机在地面静止状态下难以实现热力壅塞,在一定飞行状态下可以实现热力壅塞.通过地面直连实验实现了来流马赫数为1.2条件下的热力壅塞及其主动控制,壅塞位置的调节范围达到了燃烧室长度的1/4.      

RBCC引射模态准一维性能分析模型

基于准一维非稳态流动方程建立了RBCC引射模态性能分析模型,充分考虑壁面摩擦、有限速率化学反应和质量添加等因素。模型采用MacCormack格式求解,很好的解决了计算引射比、考虑环境压强等问题。与实验结果的对比表明,本模型计算结果的相对误差为5％～9％,发动机内的压强分布与实验结果基本一致,本模型可用于RBCC引射模态性能分析。     

构型及二次燃烧对RBCC引射模态推力性能的影响

提出了掺混度模型并数值研究了五种构型和两种燃烧组织模式对RBCC发动机引射模态推力性能的影响,其中改进构型获得了推力增强.得出如下结论:(1)在引射掺混的前段,掺混过程主要由一次流喷管结构决定.而在引射掺混后段,后体构型对掺混过程影响较大.(2)获得较高掺混速率、较优引射比并在掺混过程中产生高于环境压强的流动状态是改进构型获得推力增强的两个重要因素.(3)与SMC燃烧组织模式相比,改进构型的SPI模式有效延迟了二次燃烧,不仅提高了燃烧效率而且没有使引射比过度下降.     

火箭基组合循环发动机引射模态流动分析

应用迎风格式有限体积方法求解N－S方程的基础上,数值模拟了火箭基组合循环（RBCC）发动机引射模态进气道／混合段／燃烧室／尾喷管／引射火箭内的流动过程,分析了引射模态流道中的复杂流动结构,从理论上探讨了火箭引射模态工作过程机理,讨论了RBCC实验模型的混合性能,最后与实验结果进行了比较,二者吻合较好,这些结果为RBCC发动机火箭引射模态工作过程的深入研究和性能优化提供了一定的理论依据。     

RBCC引射火箭模态二次燃烧实验

为了提高RBCC引射火箭模态的推力性能,探索热力壅塞对引射模态推力的影响,开展了二次燃烧实验研究。引射火箭采用二元支板结构,燃气发生器采用多个喷管以加强混合,二次燃料喷嘴为小流量直流自击式喷嘴。通过实验,获得了燃料的质量流率、燃料喷射位置和物理喉道面积对推力的影响。结果表明:合适的燃料流量和喷射位置可以在静态条件下产生推力增强。     

RBCC引射火箭燃烧室设计及试验研究

为了满足RBCC推进系统需求,进行了气氧/煤油引射火箭燃烧室的设计和试验研究。燃烧室室压为2MPa,氧燃比为1.6,火箭流量在95~285g/s范围内变化。通过火箭单独的冷、热态试验,对其流量控制、点火、喷注及面板和身部热防护进行了考核验证,均得到了较满意的结果。在此基础上研究了RBCC联试中火箭燃烧室的工作性能,试验结果表明:燃烧室的特征速度燃烧效率能达到88%~98%,且受到流量、氧燃比、动量通量比和喷注压降的影响较大,在适合的范围内选取大的动量通量比和喷注压降,能得到更好的雾化、掺混及燃烧性能;气氧/煤油的内直外旋喷嘴构型在煤油压降仅为设计点的11%时,仍能通过有效的气动作用,获得88%以上的特征速度燃烧效率;点火器的吹除气在占到火箭流量5%时,会造成燃烧室3%的性能损失,需要在试验中进行控制并在性能计算时予以考虑。在对火箭单试和联试的比较中发现,联试中由于其特征长度长燃烧更充分,火箭得到了近7%的特征速度燃烧效率增长。     

一次火箭参数对RBCC引射模态性能的影响

应用经过校验的三维湍流有限体积数值算法,对引射模态下RBCC模型不同一次引射火箭结构和工作参数条件下的多种工作状态进行了模拟。结果发现：提高一次火箭燃烧室工作压强,二次流量增加,系统推力增加,混合效果增强;一次火箭喷管形状直接影响引射掺混效果,但在保证足够一次流量的前提下,方形管道中可以使用锥形一次喷管,不会带来性能上的较大差异;一次火箭喷管数目增加,掺混质量提高;一次喷管扩张半角的改变不会影响二次引入流量,但会影响掺混效果和一次火箭自身推力;一次喷管面积膨胀比的变化,不会影响二次引入流量．但会改变混合效果。     

火箭射流对RBCC进气道性能的影响

火箭基组合循环(RBCC)推进系统在引射模态时存在火箭发动机和冲压发动机的共同工作,为了分析引射模态时进气道的性能和流场特征,根据RBCC的特点,设计了一种RBCC用二元式进气道,采用数值模拟方法研究了不同飞行高度、马赫数和掺混段反压下火箭射流对进气道性能的影响。研究发现,火箭发动机的工作状态决定了火箭射流对进气道性能的影响:当火箭发动机工作在过膨胀状态时,火箭射流的引射抽吸作用明显提高了推进系统的抗反压能力,但并不改善进气道的起动能力;当火箭发动机工作在欠膨胀状态时,火箭射流的压力扰动会使进气道扩压段产生结尾激波,进气道性能随之改变。