全流量补燃循环气气燃烧相似性缩尺试验研究

为指导全流量补燃循环发动机推力室全尺寸气气喷注器设计,采用气氢/气氧推进剂,在带可视化窗口的燃烧室中开展了气气燃烧流场相似性缩尺试验研究。采用高速摄影仪获得了不同流量工况下,同轴剪切喷嘴稳定燃烧和不稳定燃烧两种状态下近喷嘴区域的燃烧火焰结构,并分析了不稳定燃烧的频率特性。结果表明:在保持推进剂种类、推进剂混合比、推进剂温度、燃烧室及喷嘴结构尺寸不变的情况下,随着喷嘴流量的逐步增大,稳定燃烧和不稳定燃烧的喷嘴出口火焰结构均有一定的相似性,且不稳定燃烧的频率相同。     

双模态超燃冲压发动机研究进展

通过对各种发动机性能的对比分析 ,认为双模态超燃冲压发动机非常适合作为高超声速飞行器的动力推进装置。国内外的实验研究和数值模拟的结果揭示了如何实现双模态超燃冲压的模态转换     

补燃循环发动机推进剂利用系统研究

采用推进剂利用系统可以提高运载火箭的发射能力。以液氧/煤油富氧预燃室补燃循环发动机为例,提出的混合比调节系统方案为:在推力室燃料主路设置全流量的混合比调节器,由步进电机驱动,可以实现混合比连续调节。与我国现有的液体火箭发动机相比,这种调节方式可以实现全流量调节,调节范围大。同时,混合比调节时对推力、比冲和涡轮泵转速等参数的影响很小,对发动机系统和组件的影响也较小。发动机混合比调节范围可以达到±10%,调节速率为每秒2%以上。     

补燃发动机涡轮泵联试强迫起动程序设计

以采用强迫起动方式的补燃发动机涡轮泵联试系统为研究对象,建立了系统的动态模型.对联试装置进行了综合冷调试验并对联试的起动过程进行了数值模拟.结合综合冷调试验结果和数值仿真结果,制定了系统的起动程序.试车结果表明联试系统起动过程平稳.对计算结果和试验结果进行了对比,二者吻合的较好.     

GAP微烟推进剂的燃烧性能影响因素研究

通过配方组分对GAP推进剂燃烧性能影响的分析,确定了影响GAP微烟推进剂燃烧性能的主要因素,并在此基础上研究了推进剂燃烧性能的变化规律,通过选择合适的增塑剂、调整AP和HMX的相对含量及AP粒度级配,可使推进剂基础配方静态燃速在6 MPa下达到10.5～12.0 mm/s,3～10 MPa下静态压强指数可降至0.40以下。     

补燃循环过氧化氢/煤油发动机性能敏感性分析

针对补燃循环过氧化氢/煤油发动机性能的敏感性,采用敏感性分析方法对影响发动机性能的内外因素进行分析和评估,得到了发动机推力和混合比对不同影响因素的敏感性.研究结果表明,预燃室汽蚀管和涡轮喷嘴有效流通面积、涡轮效率和过氧化氢泵效率对发动机推力影响最大,煤油汽蚀管和过氧化氢主汽蚀管有效流通面积、煤油泵扬程和过氧化氢泵扬程对混合比影响最大.对发动机性能影响较大的因素,在工程实践中应当给予重点关注.     

液体亚燃燃烧室点火装置工作特性数值研究

基于气体动力学和计算流体力学的相关理论,采用CFD-ACE＋流场计算软件,对液体亚燃燃烧室点火装置单独工作时的稳态流场进行了数值模拟.在试验验证的基础上分析了点火器室压、点火导管内径和导管的结构形式对火焰点火性能的影响.结果表明：当点火器室温和燃气流量恒定时,若保持管道的扩张比不变,选用较低室压的点火器更利于点火;在一定范围内增大导管内径可以提高火焰的点火性能;燃气在直管内的流动损失较小,出口射流的速度较高,穿透深度较大,带弯头的点火导管出口火焰特征类似,有无弯头对火焰的影响很大,而角度差异产生的影响很小.     

高低燃温组合推进剂下喷管喉衬烧蚀实验

主要针对喷管进行高低燃温组合推进剂与纯高燃温推进剂下的喉衬烧蚀实验分析,低燃温推进剂为丁羟低温推进剂和SCH?12低温推进剂。实验研究表明,丁羟低温推进剂和高温推进剂组合推进剂的烧蚀率为0．112 mm／s,SCH?12低温推进剂和高温推进剂为0．115 mm／s,纯高燃温推进剂的烧蚀率为0．133 mm／s,证明了高低燃温组合推进剂降低喉衬烧蚀的有效性与可行性。分析了然后对不同含量低燃温推进剂对比冲性能的影响,结果显示,使用比冲下降小、燃温低的推进剂能有效降低喉衬烧蚀,并对发动机比冲影响较小。     

超声速燃烧不稳定性研究进展

对超声速燃烧不稳定性这一新兴领域的研究进行了综合评述,并对未来研究进行了展望。首先分析了超声速燃烧不稳定性现象的基本特性及其影响因素;随后讨论了超声速燃烧不稳定性的多种机理;接着概括了基于上述机理的超声速燃烧不稳定性建模;最后对超声速燃烧不稳定性还需重点研究的方向给出建议。综述表明,超声速燃烧不稳定性的现象、机理和建模都还需持续开展研究,特别需要关注的是燃烧室构型布局和燃料喷注方式对超燃冲压发动机燃烧不稳定性现象的影响,在超声速混合层和射流等典型流动中更深入探索超声速燃烧不稳定性机理,基于超声速燃烧系统的湍流时空演化特性进一步发展超声速燃烧不稳定性模型。     

基于涡轮导向器增燃技术的总体性能与燃烧组织

为了使航空发动机达到高推质比、低燃油消耗率、低污染以及拓宽稳定工作范围的目标,应使用涡轮导向器增燃技术在涡轮导向器叶片间喷油点火再次燃烧,提高涡轮内燃气温度,从而提高发动机的总体性能.阐述了涡轮导向器增燃技术具有提高航空发动机总体性能的潜在优势,分析研究了该技术中组织燃烧的关键技术、参数和机理问题,得出如下结论:①对于射流旋流方案,径向凹槽对燃烧室出口温度分布起决定性作用;降低燃烧凹环内当量比,可提高燃烧效率,从而降低CO,UHC(未燃碳氢化合物),NOx等污染物排放量.②当二次气流角为60°时,射流涡流方案各项燃烧性能较好.