固体火箭超燃冲压发动机理论性能分析

基于布雷顿循环,考虑燃烧产物的离解,针对固体火箭超燃冲压发动机工作过程进行了建模研究,开展了发动机理论性能分析,研究了飞行参数、燃料种类对发动机性能的影响,探究了超燃冲压发动机的工作极限。结果表明：固体火箭超燃冲压发动机的性能随着飞行马赫数的增大和飞行高度的升高而下降;当工作当量比增大时,质量比冲和体积比冲均下降,但比推力逐步上升;当工作空燃比增大时,比推力下降,但质量比冲和体积比冲均逐步升高。燃料种类对发动机性能有显著影响,在空燃比5～27的范围内,固体推进剂的体积比冲存在明显优势,但比推力和质量比冲不及氢气和煤油。相比于氢气和煤油,采用硼基固体推进剂作为燃料的超燃冲压发动机可以在更宽的飞行马赫数范围内工作,预示着固体火箭超燃冲压发动机宽包络飞行的潜力。     

整体式固体火箭冲压发动机在面空导弹上的应用分析

整体式固体火箭冲压发动机在面空导弹上应用具有比冲高、质量轻、可全程主动攻击、使用维护方便、成本低等优点.而进一步提高发动机可用攻角、采用BTT技术、调节主级燃料流量和采用高能贫氧推进剂还可大幅度地提高以这种发动机为动力的导弹性能.     

硼用作推进剂燃料组分的研究

硼是高性能吸气式的固体火箭冲压发动机和冲压发动机瞩目追求的燃料,80年代常规固体火箭动力方面对硼燃料也表现了浓厚的兴趣.本文一般介绍了国内外有关硼粉用作推进剂燃料组分的研究,指出了在推进剂中使用硼作主燃组分,必须解决工业硼粉与推进剂粘合体系的相容性问题、推进剂配方的工艺性问题及硼的燃烧效率问题.而把燃烧效率能提到实用允许的限度,不仅需要对推进剂配方的周密设计,并且更重要的,还需对发动机的合理组织燃烧、优化燃烧参数等做精心的设计.     

印度研究导弹和航天器用吸气式推进装置

印度研究导弹和航天器用吸气式推进装置印度在导弹如航天器用吸气式推进装置的研制工作中，曾进行了远程面空导弹整体式固体火箭冲压发动机系统的研制。目前正在研制的整体式液体火箭发动机技术，具有大射程和数字燃调系统的调节能力。冲压发动机推动的炮射导弹也在积极研...     

铝镁贫氧推进剂低压可燃极限研究

采用推进剂静态燃速测试和非壅塞式固体火箭冲压发动机实验的方法,研究了铝镁贫氧推进剂配方对其低压可燃极限的影响。研究表明,增加氧化剂的含量、添加燃速催化剂和采用超细金属添加剂,可以拓宽铝镁贫氧推进剂的低压可燃极限,满足非壅塞式固体火箭冲压发动机的基本要求。     

金属富燃料推进剂火箭冲压发动机一次和二次系统的性能分析

冲压发动机由于它的高比冲、高速度和持续的推力,极适用于大气层飞行的导弹。最近二十年冲压发动机技术发展的主要里程碑是导弹上应用的整体式火箭——冲压发动机(IRR)的设计和验证。本文详细地介绍了固体推进剂火箭——冲压发动机(一种IRR)在平衡工况下的一种相对地简单的一元流分析法。分析中考虑了下列方面:1)轴对称进气道性能,2)金属富燃料固体推进剂主发动机的复杂的化学平衡组分,3)随着发生的多相流动,4)在二次燃烧室中空气和富燃料燃烧产物的混合和扩散以及随后的反应。应用该分析法介绍了一种典型的实例研究。     

基于ANSYS概率分析的导弹结构可靠度计算

针对导弹结构的材料性能、载荷环境、几何尺寸等参数不确定性的影响,基于ANSYS概率设计系统,提出了利用ANSYS概率分析功能对导弹进行结构可靠性分析的方法。通过建立某型导弹同体发动机推进剂药柱的极限状态方程,采用蒙特卡洛模拟随机载荷和固体推进剂药柱初始强度来获取推进剂药柱的可靠度。该方法能有效地计算贮存、飞行等环境条件下的导弹结构可靠性。     

海防导弹用固体火箭发动机对推进剂的特殊要求

针对海防导弹的存放、使用环境和作战条件,论述了助推和巡航用固体火箭发动机对推进剂的燃速、燃速压力指数、燃烧产物的烟雾,以及综合考虑能量水平与热防护的推进剂配方等方面的特殊要求。     

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。     

典型贫氧推进剂固体火箭冲压发动机性能

建立了基于热力计算的固体火箭冲压发动机性能计算模型,针对三类典型贫氧推进剂开展了固体火箭冲压发动机性能分析及变化规律研究。研究结果表明：相同高度和来流马赫数下,随着余气系数的增加,进气道裕度增加,推力系数减小,比冲先增加后减小。相同高度和余气系数下,随着来流马赫数的增加,进气道裕度增加,推力系数减小,比冲减小。相同来流马赫数和余气系数下,进气道裕度、推力系数、比冲随高度的变化不明显。空气总温对特征速度及发动机性能有较明显影响,是性能分析时不可忽略的因素。与碳氢贫氧推进剂、铝镁贫氧推进剂相比,含硼贫氧推进剂当量空燃比适中,比冲较高,推进剂密度大,在工程应用上更具优势。     

液体推进剂对ATR发动机性能影响的研究

为了研究液体推进剂对ATR发动机的燃烧室进口油气比、排气温度、比冲等重要性能参数的影响,针对两套不同的ATR发动机热力循环参数,选择目前国内常用的液体推进剂作为燃料,对上述参数进行了数值模拟。计算结果与理论分析表明：做功能力强的推进剂有利于减小燃烧室进口的油气比,提高ATR发动机比冲;选择合适的推进剂与ATR发动机设计参数相匹配有利于提高二次燃温,进而从油气比和排气温度两个方面改善二次燃烧性能,提高ATR发动机比冲;即使在设计状态推进剂与设计参数两者之间做到了很好的匹配,但是在非设计状态,由于油气比的变化仍然表现出推进剂与工作参数的失配性。     

通道深宽比对液体火箭发动机推力室再生冷却的影响

应用湍流模型对液体推进剂火箭发动机再生冷却推力室通道的流动与传热进行了三维数值模拟, 冷却工质为氢气, 其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化, 冷却剂比热容及金属固体物性随着温度而变化.计算采用标准k-ε两方程湍流模型及气-固耦合算法.保持再生冷却通道个数及冷却工质进口流量不变, 通过改变通道肋壁厚度来改变冷却通道深宽比, 研究不同深宽比对推力室壁面再生冷却效果的影响规律.计算结果表明:增加通道深宽比对推力室壁面能够起到强化传热的作用, 但同时也增加了冷却通道的进出口压差.这是由于冷却工质流速的增高, 从而提高了推力室传热系数.随着深宽比不断增加, 推力室再生冷却效果趋于饱和, 而冷却工质进出口压降则不断上升.      

水冲压发动机试验水燃比选择方法

 水燃比是水冲压发动机的重要工作参数。水燃比过大易造成内流场温度降低,实际工作中低温可能引起水蒸汽液化和金属/水反应停止,以致降低发动机性能。为减少这类情况的出现,针对两次进水的水冲压发动机,提出了试验总水燃比及一、二次水燃比选择方法。该方法以发动机热力计算的最优理论水燃比为基础,考虑试验过程中实际热损失的影响对其进行了修正。针对不同水燃比的影响,对某型试验水冲压发动机进行了地面直连试验研究,结果显示存在最佳总水燃比及一次水燃比使发动机性能达到最优,同时证明了该水燃比选择方法合理可行。     

空天飞机吸气式发动机技术

本文介绍了第九届国际吸气式发动机会议有关空天飞机吸气式发动机技术,包括超音速燃烧冲压发动机、两级入轨空天飞机吸气式发动机、爆震波燃烧冲压发动机、高超音速吸气式发动机的逆循环、替换燃料的研究等.     

镁基水冲压发动机燃烧室长度及进水距离设计方法

针对两次进水的镁基水冲压发动机,对发动机总体的燃烧室长度和一次、二次进水距离设计方法进行了研究.根据理论分析和试验测温结果,提出金属镁以熔融液滴形式进入燃烧室,镁滴燃烧为蒸气相扩散燃烧过程.采用简化的D3/2定律计算镁滴燃烧时间,并以镁滴燃烧和雾化水滴蒸发所需时间为依据,建立了燃烧室长度和一次、二次进水距离设计方法.参...     

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。     

发动机构型分析与评价软件的设计与实现

在发动机初步设计阶段,要根据对发动机的构型方案进行分析与评价,来选择发动机主要设计参数,并从多个发动机方案中选择最佳方案。作者以液体推进剂火箭发动机为研究对象,建立了一个发动机构型分析与评价软件IRE/CAA。本文阐述了软件LRE/CAA的设计思想,介绍了软件所包括的模块和各个模块的功能,并说明了在软件实现过程中一些问题的处理方法。     

Numerical study of intrachamber processes dynamics at nozzleless solid propellant rocket engine actuation

The results of the comprehensive numerical analysis for dynamics of intrachamber processes that appear at nozzleless solid propellant rocket engine (SPRE) actuation are presented. A complete cycle of rocket engine operation is analyzed. We solve a conjugate problem involving the igniter actuation; heating, ignition and following combustion of a solid propellant charge; a combustion product flow in the combustion chamber; depressurization of the combustion chamber, and the subsequent motion of the rocket engine blank; variation of the combustion surface geometry at the expense of the gradual and nonuniform burnout of solid propellant web.     

氢氧发动机上阶跃式混合比调节──新型液体推进技术

论述了氢氧发动机上推进剂流量调节技术的方案设计、参数计算、试车结果及研制中的技术问题。结果表明，研制的阶跃式混合调节系统能按箭上程序可靠工作，参数满足设计要求。