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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,然而在超声速空气流的燃烧室中,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。提出了一种基于中心支板燃气喷注的含硼固体火箭超燃冲压发动机方案,开展了模拟马赫数6.0、高度25 km来流条件下的地面直连试验和数值仿真研究,验证了该方案的合理性和优势,并获取了燃烧室内的燃烧特性,探寻了固体燃气喷注方式对燃烧室性能的影响规律。结果显示,相比于中心支板喷注方案,侧壁喷注存在总压损失大、反压激波串长度大、进气要求严苛等问题,但能够增强掺混,提高燃烧效率,缩短燃烧所需距离;而在中心支板式固体冲压发动机中,在燃烧室侧壁面引入较小流量的一次燃气,可以增大固体颗粒在燃烧室内的穿透深度,提高燃烧效率和燃烧室性能。 相似文献
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含硼富燃燃气燃烧实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为实现固冲发动机二次燃烧模型验证,结合固冲发动机工作条件,设计了一种带透明观察窗燃烧实验装置;营造了简单的燃烧环境,实现了燃烧过程掺混作用的弱化;借助高速摄像进行了以空气速度作为单一变量的含硼富燃燃气燃烧可视化测量,获得了火焰形态结构;采用高速数据采集,获得了燃烧室压力;将实验数据与数值模拟结果进行了对比和分析。结果表明,燃气与空气速度相近时,火焰呈锥角结构,硼粒子的点火距离较长;燃气与空气速度差较小时,同一位置燃烧室压力较大;燃气与空气速度近似程度决定火焰的形态;数值模拟结果与实验结果基本吻合。 相似文献
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以喷射棒式双脉冲发动机燃烧室、级间隔离装置和喷管一体化为研究对象,采用数值仿真技术对Ⅱ脉冲点火过程三维流场特性进行分析研究。计算结果表明,点火初期燃气压力波峰超前于火焰峰到达级间隔离装置,并以压强冲击波形式传播,Ⅱ脉冲燃烧室相对高压区位置不断发生改变;级间孔打开过程对药柱末端压强影响较大,但对Ⅱ脉冲燃烧室压强整体上升过程影响较小;级间孔打开后,燃气经级间孔加速后形成高度欠膨胀射流,并在Ⅰ脉冲燃烧室内形成非对称带状低压区;级间孔分布的非对称性,导致压强及温度在发动机燃烧室中呈现显著的三维分布特性;高温区出现在隔板附近,而在装药前端、装药末端及外围级间孔轴线附近出现低温区。 相似文献
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为了探究煤油燃料火箭基组合循环(RBCC)发动机燃烧室在冲压模态下的燃烧特性,构建了一套仿真计算方法用于预测、分析燃烧室内流动及燃烧过程。以带支板喷注器、单凹腔火焰稳定器RBCC燃烧室为例,开展了冲压模态下的内流场三维数值模拟,计算得到的壁面压力曲线与地面试验及飞行试验结果符合良好。分析燃烧室压力、马赫数、燃气组分等参数可以发现:当前燃烧室结构能够实现冲压模态下液体煤油燃料的稳定、高效燃烧;与冷流相比,压升可达5倍以上;支板能够有效提高煤油燃料的掺混能力;火箭安装台阶下游存在利于燃烧和火焰稳定的回流区;通过调整凹腔、支板等喷注器供油规律,可提高来流氧气的利用率,实现更为充分的燃烧。 相似文献
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台阶和凹腔在固体燃料超燃冲压发动机内自点火性能对比 总被引:2,自引:0,他引:2
数值研究了PMMA在固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中的非稳态自点火过程及带台阶或凹腔的燃烧室构型对自点火的影响。数值模型基于求解非定常二维轴对称RANS方程,采用SST k-ε湍流模型,采用有限速率/涡耗散燃烧模型,装药和内流场的耦合传热采用一维导热方程。结果表明,台阶和凹腔火焰稳定器都能实现自点火。带台阶和凹腔的不同燃烧室内自点火过程一致;与采用突扩台阶火焰稳定器相比,凹腔火焰稳定器能够满足更宽的进气条件下的自点火;加入适当长度的凹腔,既可改善点火性能,又可增强总体性能。建议采用凹腔来实现SFSCRJ的自点火。 相似文献
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谐振点火系统因其结构简单且可重复多次点火而具有很大吸引力。在本研究工作中,设计和试验了一种谐振式点火器,用气氧和煤油燃烧来形成火炬。环境条件下的初步试验结果表明在0.2~0.3LPa较低的煤油喷注压力下,设计可点燃气氧/煤油混合物的点火器是可行的,这就使利用恒压燃料贮箱中的煤油进行点火成为可能。氧在0.1s内就可在谐振腔内被加热至点火温度并在瞬间点燃喷入的煤油。 相似文献
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基于凹腔火焰稳定器的亚燃冲压发动机点火性能研究 总被引:3,自引:0,他引:3
通过碳氢燃料亚燃冲压发动机直连式试验,对凹腔火焰稳定器的点火性能进行了初步研究.试验分别在高能火花塞及氰气引导火焰两种情况下成功实现了可靠点火.结果表明,基于凹腔火焰稳定技术的亚燃冲压发动机的点火性能与燃料喷注压降及喷注方式密切相关.在壁面喷注燃料的方式下,发动机容易实现可靠点火,而在中心喷注燃料的情况下,发动机很难被点燃.此外,试验还发现,发动机的喉部尺寸对采用这类结构的哑燃冲压发动机凹腔内的压力影响较小,因此,喉部尺寸的变化对其点火性能的影响也较小. 相似文献
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RBCC推进系统主火箭发动机气氧/煤油推力室研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为满足RBCC推进系统主火箭发动机对气氧/煤油推力室的要求,对其进行了高燃烧室压力和温度、大范围变工况工作研究。气氧/煤油推力室喷注器采用中心区气液双组元内混式喷嘴和边区直流喷嘴结合结构,身部采用夹层冷却结构。通过对推力室气氧/煤油推进剂的点火及雾化混合技术、推力室喷注器及身部冷却设计技术、推力室的点火启动、稳态工作等关键技术的研究表明,推力室在室压3MPa、5MPa工况下可稳定燃烧。额定推力650N的气氧/煤油推力室方案可靠、点火工作正常,可以满足大范围变工况稳定工作要求。 相似文献
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机械冲击载荷下固体推进剂热点微观模型探讨 总被引:5,自引:2,他引:3
分析了推进剂内部初始裂纹在机械冲击载荷作用下的扩展以及与反应气体产物相互作用。利用Ⅰ、Ⅱ型裂纹扩展、推进剂分解化学动力学模型,建立微观热点模型,研究了裂纹面摩擦、推进剂分解以及裂纹内部气相反应等微观过程。进行数值模拟计算,得出了推进剂产生高温热点或导致冲击点燃的外部条件。认为裂纹间摩擦和气相产物在高速冲击下压缩可导致推进荆热点产生。 相似文献
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装药燃烧增压过程中脱粘扩展条件实验分析 总被引:3,自引:2,他引:3
研究了在高增压燃烧条件下固体推进剂/绝热层界面脱粘进一步扩展的诱导因素,获得了脱粘传播速度与燃烧室点火压强梯度之间的经验关系及临界压强梯度,提出了三种脱粘扩展模式。研究表明,当脱粘槽较窄并且点火增压梯度较大时,脱粘前沿扩展较快。 相似文献
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AP-CMDB推进剂燃速压强指数的变化分析与辨识 总被引:2,自引:0,他引:2
采用燃烧模型分析了AP-CMDB推进剂的燃速压强指数与推进剂配方组成和火箭发动机燃烧室压强之间的耦合关系.指出了该推进剂的燃速压强指数随AP颗粒和双基母体的燃速差而变化,对于确定配方组成的AP-CMDB推进剂,则该指数将主要随压强而变化,且近似呈对数关系。采用C-K法对特定配方进行了压强指数辨识,辨识结果能够较准确地预示脉冲推力器的内弹道性能。 相似文献
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含硼富燃料推进剂燃烧表面"沉积层"研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对含硼富燃料推进剂低压燃烧时燃烧表面产生“沉积层”的现象,结合该推进剂的燃烧过程,分析了“沉积层”的形成机理,建立了“沉积层”影响燃气流动的数学模型,研究了其对气相火焰高度的影响。结果表明,“沉积层”使气相火焰高度降低,传给燃面的热流密度占气相总热流密度的百分比增大,有更多的气相燃烧产生的热量反馈回燃烧表面,即使含硼富燃料推进剂燃烧过程中气相作用增强,易于在低压下维持稳定燃烧,并具有相对高的燃速和压强指数。这为含硼富燃料推进剂用于冲压发动机提供了有利的理论支持。 相似文献