高马赫数飞行条件下超燃冲压发动机燃烧组织方案数值模拟

针对高马赫数飞行条件下(Ma=8,其中燃烧室内流马赫数为3.88)超燃冲压发动机燃烧组织方案的优化问题,采用三维可压缩雷诺平均(RANS)数值模拟方法对采用不同燃料喷射角度和凹腔后倾角的燃烧方案进行了数值模拟研究。结果表明：高马赫数下燃烧主要集中在凹腔和燃烧室近壁区,随着燃料喷射角度的增大,燃烧反应更加剧烈;增大燃料喷射角度和减小凹腔后倾角能提高混合效率,从而提高燃烧效率,燃烧也更充分,但是燃烧引起的总压损失也会相应地提高;高马赫数条件下发动机内流阻力很大,大约是发动机净推力的7～8倍,而增大喷射角度和减小凹腔后倾角有利于提高发动机的推力性能,其中采用135°的逆向燃料喷入方案获得的正推力最大,此时燃烧位置相对靠前,有利于燃烧室设计尺寸的小型化。     

火箭基组合循环(RBCC)发动机性能分析

介绍了采用引射火箭模式的RBCC发动机工作原理,并在对其概念设计模型进行简化的基础上,进行了RBCC发动机系统性能分析,评估了RBCC发动机系统主要设计参数(发动机系统出口截面直径和燃料化学反应后的总温)的变化对其性能(推力、推力系数和比冲)的影响,认为:1)燃料经过加热后,推力和推力增益都上升了69.97%,比冲增加了180.18%;2)随着二次燃烧过程中燃烧室温度的上升,发动机的推力、推力增益和比冲得到了很大的提高,火箭发动机的性能得到了很好的改善;3)随着RBCC发动机系统出口截面直径的增加,尾气对发动机的反推力、推力增益以及比冲急剧下降,不利于其性能的改善。     

偏置斜切喷管对固体发动机推力特性的影响分析

为了获得偏置斜切喷管主要结构参数对发动机推力特性的影响规律,采用内弹道计算方法,通过对比不同喷管结构参数下发动机的推力特性,研究了喷管斜切角度和喷管扩张半角对发动机推力及推力偏斜角的影响规律.结果表明,随着发动机斜切角度的增大,发动机轴向推力略有增大,仅增大1％,发动机径向推力和推力偏斜角减小明显,分别减小28％和10...     

喷管对连续旋转爆轰发动机性能影响数值研究

为研究尾喷管构型对连续旋转爆轰发动机性能的影响,采用内径40 mm,外径60 mm,长度50 mm的环形燃烧室,空气为氧化剂,氢气为燃料,对安装等直喷管、收敛喷管、扩张喷管和拉瓦尔喷管的连续旋转爆轰发动机的内外流场进行数值模拟。获得了不同尾喷管条件下爆轰波的传播特性和流场结构,分析了喷管构型对发动机内外流场结构和推进性能的影响。计算结果表明,不同尾喷管条件下,燃烧室内均能形成稳定传播的爆轰波;与等直喷管相比,收敛喷管和拉瓦尔喷管对燃烧室内的爆轰波的压力和传播速度具有明显提升作用,但波头高度则明显降低,安装扩张喷管条件爆轰波压力和传播速度略微有所降低,波头高度却增加。收敛喷管和拉瓦尔喷管对发动机尾部火焰具有一定的约束作用;在给定的发动机模型下,收敛喷管对发动机的推力性能提升最为显著,其推力和比冲分别为259.4 N和120.3 s,扩张喷管则降低了发动机的推力性能。     

侧置火箭对发动机尾喷管的影响研究

某些应用条件下,飞行器需要RBCC发动机提供更大的推力,受飞行器/发动机一体化气动外形约束,冲压流道推力很难大幅提高,不得不提高火箭发动机推力。当火箭推力需求过大时,传统的在隔离段或燃烧室流道内布置火箭发动机的方法受限于狭小的空间约束,火箭发动机设计难度增加,性能降低。为此,提出了一种将火箭发动机布置于冲压发动机尾喷管侧壁的方法,并开展了火箭状态对尾喷管性能影响的初步研究。结果表明:这种布置方式充分利用尾喷管较大的几何空间,火箭射流可在尾喷管内继续膨胀,不仅不会削弱尾喷管的推力性能,甚至可以产生额外的推力增量,且其升力会大幅增加。此外,该方式还可实现火箭发动机大推力和高比冲的较好匹配,其应用也可拓展至RBCC发动机外的相似领域。     

RBCC发动机不同构型隔离段流场仿真

为探究椭圆微扩和异形变截面这两种结构隔离段对RBCC发动机推力性能的影响,以某构型RBCC发动机试验件为研究对象,对比了地面试验与数值模拟发动机下壁面中心线上的静压分布,验证了数值模拟结果的准确性。在来流马赫数为3、余气系数为1.5的工况下,通过数值模拟对两种隔离段构型下RBCC发动机燃烧室内的流动燃烧过程及发动机的推力性能进行了对比分析。结果表明:异形变截面隔离段的抗反压性能明显低于椭圆微扩隔离段;当燃料释热较为集中,燃烧室内压升比相对较大时,异形变截面隔离段的下壁面处会产生较大的流动分离区,且一直向下游延伸,进入燃烧室,使得燃烧室入口的流场均匀性较差,从而降低发动机的推力性能。     

燃烧室新材料在卫星双组元低推力发动机上的应用

对有代表性、有发展前途的几种新材料进行比较 ,并根据应用新材料的低推力发动机燃烧室的结构特点 ,分析了不同冷却方式对双组元低推力发动机性能损失的影响 ,为双组元低推力发动机燃烧室的材料选择、加工工艺、设计优化提供参考。     

火箭发动机斜切喷管流场与推力特性的数值模拟研究

为研究固体火箭发动机斜切喷管流场与推力特性,采用非定常可压缩N-S方程与Realizablek-ε湍流模型相结合的方法,并运用混合网格技术,对不同角度斜切喷管的流场特性与推力特性进行数值模拟研究。结果表明,对于斜切喷管发动机,当喷管入口采用倾斜安装形式时,会存在一定的质量流量损失,喷管实际质量流量为理论流量的0.938;对于不同角度的斜切喷管,喷管喉部与喷管扩张段对称结构部分的速度场分布状况基本相同,而在喷管扩张段非对称部分,速度场分布存在一定的单边现象;当喷管斜切角度从45°增大到90°时,喷管轴向推力Fx线性增大,侧向推力Fy线性减小,推力偏转角度则从2.323°减小到0.063°,但对发动机喷管中燃气的质量流量与喷管总推力的影响不大。     

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。     

粉末燃料冲压发动机研究进展

粉末燃料冲压发动机采用高能金属或硼粉为燃料,兼具液体燃料冲压发动机推力可调、比冲高及固体火箭冲压发动机安全可靠、结构简单等优点,尤其是固体/粉末或液体/粉末燃料组合冲压发动机,粉末燃料的加入不仅可大幅提高传统冲压发动机的比冲等性能,还能改善并增加其原有功能,是极具发展潜力的新一代导弹动力装置之一。针对粉末燃料冲压发动机及其相关研究领域的发展现状进行了概述分析,并以此梳理出粉末燃料供给、发动机燃烧组织、发动机点火等粉末燃料冲压发动机主要关键技术,同时对发动机技术提出了高性能粉末燃料研究、冲压空气作为驱动流化气可行性研究、发动机快速响应和环境适应潜力及工作可靠性研究等几点研究展望。通过对粉末燃料冲压发动机相关研究技术进行综述梳理,明确了其研究的重点和难点,为发展高性能冲压发动机提供了一定参考。