中心进气式固体火箭冲压发动机试验研究

设计了采用中心进气式固冲试验发动机,通过直连式试验考核了其点火和燃烧性能,对其反应流场进行了数值模拟,并与试验结果进行了对比。研究结果表明,这种新型结构的冲压发动机可行;碳氢贫氧推进剂燃烧效率高于含硼贫氧推进剂,而能量相对较低;采用的数值计算模型和方法适用于分析中心进气式固冲发动机反应流场。     

固体火箭冲压发动机二次燃烧试验研究

针对某工程论证需求,分别采用缩比和全尺寸固体火箭冲压发动机,利用地面直连试验系统,开展了壅塞式固体火箭冲压发动机试验研究,采用燃烧效率和试验比冲作为评价指标,对比分析了燃气发生器进气方式与喷嘴结构、空燃比、燃气流驻留时间、尺寸效应等因素对发动机二次燃烧性能的影响。结果表明,设计的一次进气发动机能够实现高效燃烧;在测试范围内,空燃比增大发动机燃烧效率降低;延长燃气驻留时间,提高了发动机二次燃烧性能。     

固体超燃冲压发动机燃烧模态转换研究

对固体超燃冲压发动机的模态转换现象和燃烧室工作特性开展了地面直连试验和数值模拟研究。试验在Ma=6,25 km的条件下实现燃烧模态由超燃转换为亚燃,再转换为超燃的动态变化。数值模拟获得了对应燃烧模态下发动机燃烧室的流场参数变化及工作特性。将隔离段出口马赫数作为燃烧模态判别准则,基于隔离段绝热假设计算出隔离段出口马赫数,实现发动机燃烧模态的实时判别,并通过数值模拟结果验证了该方法的可行性。试验结果表明,改变燃料喷注方式能够实现燃烧模态的变化,亚燃模态下的性能明显高于超燃模态。数值结果表明,发动机隔离段及燃烧室内激波强度和位置受到横向射流与燃烧释热的共同影响,且不同燃烧模态下影响激波的主要因素不同。发动机燃烧室工作在亚燃模态下的性能最佳,总压恢复系数为0.44,总燃烧效率为0.79。其中,亚燃模态下硼颗粒和碳颗粒的燃烧效率分别为0.78和0.65。     

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。     

铝镁推进剂固冲发动机两相燃烧数值模拟

针对铝镁推进剂中心进气固冲发动机,湍流模型采用Reynolds应力方程模型,气相燃烧采用涡耗散模型,两相流采用颗粒随机轨道模型,铝颗粒燃烧采用Brooks燃烧模型,对二次燃烧和流动进行了三维、两相和化学反应流场数值模拟,对比和分析了冲压空气与一次燃气无旋、同向及反向旋转3种工况下补燃室燃烧流动特性及燃烧效率,并对不同工...     

固体火箭超燃冲压发动机硼基贫氧推进剂配方优选试验研究

针对固体火箭超燃冲压发动机中高焓多相超音速燃烧组织难题,通过改进含硼固体贫氧推进剂配方,为硼颗粒的点火燃烧提供良好的微环境,以进一步缩短硼颗粒的点火延迟时间,开展了三种推进剂配方的直连试验研究。试验结果表明,在5～10μm粒径的基础上,进一步降低硼颗粒粒径至1～2μm,使颗粒的随流性增强,并使得掺混均匀度降低,抵消了硼颗粒粒径减小带来的燃烧性能优化作用;提高一次燃烧效率,使得一次燃气温度提升,硼颗粒的点火燃烧微环境得到改善,显著提高了一次燃气的超音速补燃效率。在试验工况下,硼颗粒的燃烧效率由基础配方的61.2%提高至83%,计算得到的发动机名义比冲由6016 N·s/kg提高至7996 N·s/kg,使其超音速燃烧性能得到了显著提高。     

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。     

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。     

一次进水角度对水冲压发动机比冲性能影响研究

为了研究一次进水角度对二次进水水冲压发动机比冲性能的影响规律,建立了发动机补燃室两相流反应模型,对镁基水冲压发动机补燃室流场进行了数值模拟,获得了发动机喷管出口温度、出口压力、出口气流速度及发动机比冲随一次进水角度的增大先升高后降低的变化趋势,在此基础上进行了水冲压发动机地面直连式试验研究.结果表明,一次进水角度在40°左右时,二次进水水冲压发动机比冲性能较优.     

涡流对固体燃料冲压发动机性能影响分析

通过对固体燃料冲压发动机内流动和燃烧过程的数值模拟,研究了涡流对发动机性能的影响。主要讨论了发动机推力和比冲、固体燃料的平均后退速率和燃烧效率对旋流强度的依赖关系,还对推进剂燃速沿轴向的分布进行了考察,并与无旋条件进行了比较分析。结果表明,小强度的涡流能明显提高固体燃料燃速和发动机推力,但强度过大,涡流反而会给发动机性能带来不利影响;涡流增强燃烧作用主要体现在装药后段。     

固体燃料冲压发动机两个理论问题的探讨

研究了固体燃料冲压发动机有关的两个理论问题。     

含硼推进剂燃烧性能的改善

综述了改善含硼推进剂燃烧性能的研究状况，包括硼粒子表面包覆，火箭冲压发动机设计的改进，添加新的组分，调整配方以及改进推进剂制造工艺等，这些措施都可以提高含硼推进剂的燃烧性能。     

固体燃料冲压发动机尺寸对燃速的影响

在固体燃料冲压发动机平均燃速理论分析基础上，通过数值模拟，得出燃速与燃烧室直径和压强的指数表达式，得出了燃速与燃烧室相对长度，入口台阶相对高度和喷喉相对直矩之间的定性关系，并比较了理论分析和数值模拟之间的差异。本文的研究对固体燃料冲压发动机的设计和实验有重要意义。     

固体燃料冲压发动机简单反应流模拟

建立了基于阿累尼乌斯公式和粘性流体力学的固体燃烧冲压发动机（ＳＦＲＪ）简单反应流模型，并在该模型霜实验发动机进行了模拟，得出了燃烧发、燃速、温度等发动机参数的变化趋势，给出了一些有用的结论。结果验证了该模型的可靠性。     

固体推进剂燃烧过程铝团聚研究进展

综述了固体推进剂燃烧过程铝的团聚和凝相燃烧产物研究进展,对现有研究中存在的局限性进行了讨论,并分析了未来的研究趋势。建议未来在以下几个方向开展系统深入的研究,包括高压下固体推进剂燃烧过程铝团聚微观动力学机理,推进剂配方对团聚影响系统性实验研究,团聚模型,铝团聚抑制方法等。非常规铝粉的使用、对铝表面进行包覆等新型的团聚抑制方法应当予以重点关注。     

多孔超高燃速推进剂的燃烧理论

概述了有关多孔透气性超高燃速推进剂的代表性燃烧理论,其包括对流燃烧理论、两相流燃烧理论和非均一燃烧理论,介绍了它们的基本观点和主要结果,指出了彼此间的差异。     

固体火箭羽流红外特性的DOM法模拟及高度影响研究

为研究固体火箭羽流的红外特性,建立了贴体坐标系下,考虑气相和Al2O3凝相温度不相等及Al2O3粒子直径变化情况下,计算固体火箭羽流红外特性的方法——离散坐标法(DOM)。计算了光谱2~5μ范围内,某固体火箭发动机在地面及不同飞行高度下羽流的红外特性,研究了飞行高度对羽流红外特性的影响。研究表明:在固体火箭羽流的红外辐射中,粒子辐射起着主导性的作用,粒子辐射在不同的波带对固体火箭羽流辐射的影响有所不同;在高度30~60km范围内,固体火箭羽流在光谱2~5μm沿表面外法线方向的辐射强度随飞行高度的上升而增强。     

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%。     

固体火箭发动机内流场研究的新动向

对固体火箭发动机内流场的研究作了总结性的回顾，并对近年业该研究领域的若干新动向作了介绍，即粒子沉积研究、基于非结构网格技术的内流场数值模拟、复杂内流场模拟试验、     

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。