固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响因素研究

为了获得以飞行马赫数5.5巡航工作的固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响因素,开展了地面直连试验和数值模拟研究.利用数值手段研究了固体燃气喷注方式、扰流装置的形式以及燃烧室扩张比等因素对燃烧室性能的影响规律,获得了高燃烧效率(≥90％)的壁面垂直喷注式发动机燃烧室构型.研究表明:(1)壁面垂直喷注方式能增强富燃燃气与空气...     

纯净空气来流下的超声速燃烧实验装置及其初步实验结果

采用电阻加热的连续式实验设备,在燃烧室进口气流为高温纯净空气、马赫数Ma=2、总温Tt=1000K,总压Pt=0.8MPa条件下,进行了不同当量油气比的氢和乙烯燃料的超声速燃烧室直连式实验.采用从壁面垂直于主流喷射燃料和以氢作为先锋火焰,实现了乙烯燃料的可靠点火和稳定燃烧.实验测量了燃烧室的壁面压力、空气流量、燃料喷射压力、喷管进口总温等参数,并拍摄了燃烧室出口火焰.本文实验采用的电阻加热设备具有实验介质无污染、稳定运行时间长、工作性能稳定、成本低、操作简单等优点,其主要部件电阻加热器出口的最高温度可达600~1000K,对应的流量为1.5~0.73kg/s、加热器功率为750KW.     

新型双旋流燃烧室热声振荡的实验研究

对一新型双旋流燃烧室开展了实验测量,研究了燃烧状态参数2种变化过程对火焰热声振荡特性的影响(过程1:保持甲烷体积流量不变,当量比从0.900逐步减小至0.725再逐步增大至0.925;过程2:保持当量比为0.850不变,逐步增大预混气的体积流量).结果表明:在该燃烧室中存在M型和V型2种火焰结构;在过程1中,随着当量比...     

不同形态碳物质对RDX-CMDB推进剂燃烧性能的影响

研究了Ｃ６０、富勒烯烟炱（ＦＳ）和炭黑（ＣＢ）等不同形态碳物质对催化的ＲＤＸ－ＣＭＳＢ推进剂燃烧的增速作用,发现分别加入０．３％Ｃ６０、ＦＳ和ＣＢ后均能使平台推进剂的燃速增加,其增速效果以ＦＳ为最好。随着ＣＢ和ＦＳ含量的增加,增速效率增大。最后对不同形态的碳物质折作用进行了讨论。     

多斜孔冷却技术分析

通过燃烧室火焰筒壁一种先进冷却技术(多斜孔壁)的计算分析表明, 采用这种冷却技术的火焰筒壁温要比纯气膜冷却的火焰筒壁温约低150K, 并且指出这种冷却技术中的内对流冷却项是使壁温降低的一项重要因素。      

Ｔｉ－Ｓｉ－Ｂ４ Ｃ－Ｃ 系的燃烧反应机理

针对Ｔｉ－Ｓｉ－Ｂ４Ｃ－Ｃ 反应体系ꎬ在进行热力学分析的基础上ꎬ采用燃烧合成法制备了复相陶瓷粉

体ꎬ采用ＸＲＤ、ＳＥＭ 对反应产物的物相和组织结构进行表征ꎬ探讨了燃烧反应机理ꎮ 研究结果表明ꎬ所制备复

相陶瓷由Ｔｉ３ＳｉＣ２、ＴｉＢ２、ＴｉＣ 三相组成ꎬ其质量分数分别为４４.２％、２７.９％、２７.９％ꎮ ＴｉＢ２相以棱角分明的颗粒形

态存在ꎬＴｉＣ 相以不规则的球形颗粒存在ꎬ两种颗粒弥散分布于具有典型层状结构Ｔｉ３ＳｉＣ２基体中ꎮ Ｔｉ－Ｓｉ－Ｂ４ＣＣ

体系反应机理可以概括为Ｔｉ 与Ｃ 的燃烧反应、Ｔｉ－Ｓｉ 熔体的形成、Ｂ 的还原与Ｔｉ３ ＳｉＣ２ 的合成、ＴｉＢ２ 的生成与

长大四个基本过程ꎮ

     

喷注压降对Al/AP粉末火箭发动机工作特性影响研究

为研究喷注压降对Al/AP粉末火箭发动机工作特性影响,在考虑喷管两相流动损失的情况下,通过理论计算分析了压强、氧燃比对Al/AP粉末火箭发动机比冲、绝热燃烧温度及凝相产物质量分数的影响。以此为基础确定了Al/AP粉末火箭发动机工作参数,搭建了Al/AP粉末火箭发动机试验系统,通过改变流化气质量流率和粉末推进剂储箱出口通流面积的方法研究不同喷注压降下Al/AP粉末火箭发动机的工作特性。结果表明,流化气质量流率大小对Al/AP粉末火箭工作过程存在一定的影响,过小会导致粉末推进剂供给卡顿,过大会导致发动机性能降低。与此同时,Al/AP粉末火箭动机工作过程中存在由粉末推进剂输运时滞导致的燃烧室压力振荡,而通过提高粉末推进的喷注压降可以有效抑制这一振荡。当前技术状态下,由于在Al/AP粉末火箭动机燃烧室设计、粉末推进剂高效喷注和离散等方面存在不足,Al/AP粉末火箭动机的实际性能与理论性能还存在一定偏差,试验中最高燃烧效率为69.79%。     

超细铝粉燃烧特性初探

实验和理论分析说明超细铝粉的燃烧特性不同于一般铝粉（Ｄ＝１０－３０μＭ）。其原因是在推进剂燃面铝粉的表面氧化反应产生的热量足以使超细铝粉点火燃烧，所以超细铝粉在剂燃面并发发生明显凝聚行为，而是倾向于单颗铝粒点火。因此，合理使用超细铝粉可使某些推进剂性能得到较明显的改善。     

超声速补燃的三维数值模拟和实验研究

利用贫氧固体推进剂燃烧产生的高温燃气与侧喷空气混合进行了超声速补燃实验。运用有限体积法求解三维N-S方程和组分连续方程组，对实验所涉及的化学反应流场进行了数值模拟。通过考察两种掺混器的穿透深度、流向涡强度等参数，比较了二者的混合及燃烧增强效果，分析了原因。结果表明在所研究的工况下，桶型掺混器性能更优。     

不同海拔下压燃式航空活塞发动机的燃烧与排放特性

研究压燃式航空活塞发动机在不同海拔高度下的燃烧与排放特性,将有利于进一步优化通航飞行器的动力推进系统。通过发动机大气压力模拟试验台架,在3个不同海拔高度（10,1000,1920m）进行压燃式航空活塞发动机的燃烧与排放试验,获得了发动机的燃烧和排放污染物与海拔高度的变化规律。试验结果表明：随着海拔高度的上升,大气压力减小,航空发动机的进气质量流量降幅明显,过量空气系数和有效热效率也略有下降,但有效燃油消耗率是上升的;此外,在相同工况点出现最大燃烧压力下降,滞燃期延长,燃烧始点推迟,燃烧持续期呈延长趋势,最高平均燃烧温度增大,且发动机的NO_x,HC和碳烟排放增加。当海拔升高,发动机的负荷增大时,碳烟排放呈现出先降低后升高。在小负荷和大负荷时的CO排放增加较为明显,而中负荷附近基本保持不变。