液体燃料冲压发动机

该文首先回顾了冲压发动机的发展历程,介绍了发展动向和新型冲压发动机的一些特点。如采用侧面进气道的气动构型;助推器与冲压发动机整体式布局;采用旋流式燃烧室等。 该文较全而地介绍了与液体燃料冲压发动机有关的几项关键技术和重要部件的研究情况。它们是:液体燃料、燃油系统、燃油调节和喷注、燃烧室、燃烧等。     

关于召开第四届冲压发动机技术交流会的征文通知

从1913年法国工程师RenéLorin提出冲压发动机概念到2013年,将是整整一百年。从亚燃冲压发动机到超燃冲压发动机,从液体燃料冲压发动机到固体火箭冲压发动机以及相关的组合发动机,冲压发动机已走过了百年征程。为纪念冲压发动机问世百年,推动我国冲压发动机技术的发展,增强技术合作与交流,拟于2013     

第四届冲压发动机技术交流会征文通知

从1913年法国工程师RenéLorin提出冲压发动机概念到2013年,将是整整一百年。从亚燃冲压发动机到超燃冲压发动机,从液体燃料冲压发动机到固体火箭冲压发动机以及相关的组合发动机,冲压发动机已走过了百年征程。为纪念冲压发动机问世百年,推动我国冲压发动机技术的发展,增强技术合作与交流,拟于2013     

关于召开第四届冲压发动机技术交流会的征文通知

从1913年法国工程师RenéLorin提出冲压发动机概念到2013年,将是整整一百年。从亚燃冲压发动机到超燃冲压发动机,从液体燃料冲压发动机到固体火箭冲压发动机以及相关的组合发动机,冲压发动机已走过了百年征程。为纪念冲压发动机问世百年,推动我国冲压发动机技术的发展,增强技术合作与交流,拟于2013     

旋转射流对含硼固体火箭冲压发动机二次燃烧的影响

为提高固体火箭冲压发动机二次燃烧效率,将旋转射流技术引入固体火箭冲压发动机设计,采用Re-alizable k-ε湍流模型、单步涡团耗散燃烧模型以及KING硼粒子点火和燃烧模型,利用Fluent软件开展了旋转进气和一次燃气旋转含硼固体火箭冲压发动机补燃室三维反应流场流数值分析。研究结果表明,当空气射流切向进入补燃室时,气流产生的旋转均使燃料与空气的混合更充分,燃烧效率更高。当气流切入角度增大时,补燃效率先升后降,对于具体发动机结构,存在一个使燃烧效率最大的切入角,针对研究的模型发动机结构,此值在20°附近;当一次燃气旋流数的增加,二次燃烧效率呈逐渐增高的趋势。     

粉末燃料冲压发动机理论性能分析

研究粉末燃料冲压发动机的理论性能,采用编制的热力计算软件,分别对以硼粉、铝粉、镁粉为燃料的发动机性能进行了计算,分析了不同参数对发动机比冲的影响趋势,为进一步研究及发动机设计奠定了基础。通过与常规液体燃料冲压发动机及固体火箭冲压发动机进行比较,说明了粉末燃料冲压发动机在比冲及体积比冲方面的优势。鉴于金属粉末燃烧产物中凝相物质含量高的特点,研究了两相流损失对发动机性能的影响。     

固液火箭冲压发动机研究

为了研究适应较大空域稳定工作的冲压发动机，选定固液火箭冲压发动机为研究对象。确立了发动机的理论计算方法，优化了发动机的设计，并在试车台架上模拟大范围的飞行工况进行了试验考核，较好地验证了理论的正确性。固液火箭冲压发动机有其独特的性能，根据不同需求调整液体燃料与固液体推进剂的比例，可达到最优组合，具有广阔的应用前景。     

含能碳氢燃料燃烧特性及发动机应用研究进展

在液体碳氢燃料中添加铝、硼等高能固体颗粒是提高燃料能量特性的有效手段,也是未来高性能火箭发动机和冲压发动机性能提升的重要基础。对含能碳氢燃料的发展历程和当前需求进行介绍,重点分析对比了含能碳氢燃料的2种类型及各自优势;综述了国内外开展的含能碳氢燃料单液滴燃烧实验研究,介绍了含能碳氢燃料液滴的特征燃烧过程和典型燃烧现象;总结了国内外研究机构在火箭发动机、亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机平台中开展的含能碳氢燃料应用研究进展。最后,对含能碳氢燃料的下一步研究进行展望。     

旋流流动对水冲压发动机性能影响

基于某药柱式水冲压发动机,建立粉末式水冲压发动机模型.利用Fluent软件模拟研究旋流流动对水冲压发动机流动与燃烧反应性能的影响.选择k ε双方程模型作为湍流模型,有限速率/涡耗散模型作为燃烧模型,基于密度隐式耦合求解进行计算.结果表明:添加旋流叶片并增大旋流角度,燃烧室最高燃烧温度、平均燃烧温度、出口速度和比冲均增大.研究证明添加旋流叶片对水冲压发动机流动与燃烧反应性能有很大改进,且旋流角度越大,效果越明显.      

液体火箭发动机典型实验室及典型实验概述

在大量文献研究的基础上,概括介绍了目前液体火箭发动机方面的典型实验室和典型实验及几种用于液体火箭发动机喷雾、燃烧和流动测量的先进仪器。为开展新一代液体火箭发动机的实验研究和设计提供参考。     

高空高速液体燃料亚燃冲压发动机动力特性研究

本文介绍了一种液体燃料亚燃冲压发动机的变比热性能计算方法,并对某型亚燃冲压发动机进行了性能计算,分析讨论了设计参数对发动机性能的影响.本文计算方法可用于液体燃料亚燃冲压发动机总体方案设计阶段的参数选择和性能分析.     

整体式液体冲压发动机

整体式冲压发动机是将固体助推火箭与巡航用液体燃料冲压发动机组合成为一个整体的新型动力装置,它是超声速、小体积、中远程导弹动力系统的最佳选择.整体式冲压发动机的出现将冲压发动机的应用推向一个新阶段,引起世界各国的广泛重视.近几年我国在整体式冲压发动机很多关键技术的研究上有所突破.液体冲压发动机和助推火箭共用一个燃烧室,使燃烧室中无法安装专门的机械式火焰稳定器和空气冷却衬筒,这为解决燃烧室的点火起动问题、振动问题及热防护问题带来了很大的困难.试验表明:冲压发动机的点火起动问题有多种解决方案,其中火焰稳定性准则的满足是点火起动的重要条件;燃烧室的进口流场,燃油浓度分布等对振动有很大的影响;计算表明,冲压发动机在飞行状态时,流经燃烧室壳体外表面的高速气流的冷却作用可大大降低燃烧室壳体的温度,在相同的冷却效果下,可降低对热防护层的要求.     

高油气比燃烧技术工程应用与发展分析

为了从工程应用的角度分析战斗机航空发动机主燃烧室设计技术的发展,对比分析了主燃烧室温升随航空发动机推重 比提高的趋势,着重分析高油气比主燃烧室工程研制亟需解决的基本技术矛盾和可采用的技术途径,展望了高油气比主燃烧室技 术发展的趋势。同时基于解决高油气比主燃烧室研发基本矛盾的技术思路,重点回顾了多级旋流燃烧、中心分级燃烧、驻涡燃烧 和可变几何燃烧等潜在的燃烧组织方案在工程应用和技术发展的现状,通过分析表明采用较为常规的旋流燃烧组织模式,通过改 变燃烧室流量分配,增加头部燃烧空气量而实现高油气比燃烧的多级旋流和中心分级燃烧室方案具有良好的工程适用性,而如驻 涡和变几何燃烧等新型燃烧组织方案虽然具有良好的应用前景,但因其结构和控制的复杂性,暂时尚无法在工程中实现应用。     

碳黑对固体燃料冲压发动机旋流燃烧特性影响

为研究含碳黑推进剂对固体燃料冲压发动机(SFRJ)旋流燃烧特性的影响,以高密度聚乙烯和含碳黑聚乙烯为推进剂,使用直连式实验系统对冲压发动机进行了旋流和无旋工况的实验研究。并根据实验所获的数据进一步计算得到不同工况下SFRJ工作性能参数。结果表明与聚乙烯(PE)固体燃料相比,含5%碳黑的聚乙烯推进剂可以有效提高固体燃料的燃速、特征速度和推力。在旋流工况下,固体燃料冲压发动机补燃室压强和温度也相应提高,燃烧稳定性增强。同时,在对燃烧室构型进行实验研究时发现,固体燃料冲压发动机的燃烧稳定性和燃烧效率会随药柱内径的增大而提高,而发动机平均燃速则会随着药柱内径的增加而降低。     

冲压发动机在其他天体大气层中的应用

冲压发动机的比冲远高于火箭发动机,因此,冲压发动机或超音燃烧冲压发动机在未来空间运输系统的研究中正在得到重视.Wolf,D.M.提出了冲压发动机应用于太阳系某些天体大气中的可能性.     

用于燃气流量可调固冲发动机的贫氧推进剂

在分析了固体火箭冲压发动机的高度特性、壅塞式和非壅塞式固体火箭冲压发动机性能调节特性的基础上, 提出了燃气流量可以调节的燃气发生器, 尤其是非壅塞式固体火箭冲压发动机对贫氧推进剂的特殊要求。分析结果表明： 非壅塞式固体火箭冲压发动机要求贫氧推进剂具有高的燃速压强指数、低的可燃极限和足够好的燃烧稳定性。探讨了贫氧推进剂性能调节的途径。     

第四届冲压发动机技术交流会征文通知

从1913年法国工程师RenéLorin提出冲压发动机概念到2013年,将是整整一百年。从亚燃冲压发动机到超燃冲压发动机,从液体燃料冲压发动机到固体火箭冲压发动机以及相关的组合发动机,冲压发动机已走过了百年征程。为纪念冲压发动机问世百年,推动我国冲压发动机技术的发展,增强技术合作与交流,拟于2013年9月召开第四届冲压发动机技术交流会。此次会议由中国航天科工集团科技委主办,由中国航天科工集团三十一研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室、《推进技术》编辑部联合承办,会议主题为"冲压发动机百年纪念"。一、征文范围:1.亚燃、超燃冲压发动机总体方案研究;2.组合冲压(包括涡轮冲压、火箭冲压等)发动机总体方案研究;3.水冲压发动机总体方案和工作机理研究;4.国外超声速和高超声速冲压发动机发展规划及项目管理方法研     

整体式火箭冲压发动机飞行试验用无喷管助推器研制

整体式火箭冲压发动机飞行试验用无喷管助推器研制作为南非正在研究的冲压推进技术计划的一部分，对无喷管火箭发动机的设计、制造和试验技术进行了研究。直径为１２７ｍｍ的无喷管发动机主要用于推进剂鉴别和性能预估能力的论证。用这些发动机发射试验的结果表明，具有高...     

弱旋流喷嘴的污染排放和燃烧稳定性分析

基于弱旋流喷嘴(LSI)的弱旋流燃烧技术具有极低的NOx污染排放能力.分析了弱旋流燃烧的稳定燃烧和降低污染排放的原理,发现其特殊的流动形式及其与湍流火焰传播的匹配是决定其燃烧稳定性和污染排放的主要因素.而弱旋流喷嘴的旋流叶片角度、直径比和流量比等关键参数会影响LSI的下游流动特征,进而影响其燃烧性能.燃料对LSI燃烧稳定性和污染排放的影响主要是通过火焰传播速度和绝热火焰温度发挥作用.为了将液体燃料应用于LSI,目前主要采用了预混预蒸发的方式,试验结果表明:其NOx排放可比采用常规强旋流喷嘴的燃烧室降低10%~60%,但存在自燃和回火的风险.而LSI喷雾燃烧的方式,则需要针对弱旋流液雾燃烧开展更深入的基础研究.只有解决了液体燃料的LSI应用问题,才能发展出不同于传统强旋流燃烧的新一代航空发动机超低排放燃烧室.      

火箭-冲压发动机和火箭发动机的热力计算

本文介绍火箭——冲压发动机和火箭发动机的热力计算方法。其中燃烧计算采用改进的怀特法,考虑了气相和凝相组分。平衡组分初值可以任意选取,没有负值组分修正问题。经过计算多种不同类型的贫氧推进剂,证明本方法计算可靠,收敛迅速、有较大的通用性。可在国产中小型计算机上实现火箭——冲压发动机和火箭发动机的热力计算。