凹腔构型对超声速气-固两相富燃燃气掺混燃烧的影响

凹腔作为燃烧增强装置,在超声速气-固两相富燃燃气掺混燃烧中发挥着重要作用。基于火焰稳定凹腔和斜劈装置,提出了波瓣凹腔构型,通过数值模拟深入分析了凹腔构型在超声速气流中对气-固两相富燃燃气掺混燃烧的影响。通过对流场参数、流场云图及颗粒运动轨迹等的分析,发现富燃燃气中的气相组分和凝相颗粒在空间分布和释能过程中表现出分区运动和分区燃烧的特点。结果表明:随着燃烧过程的深入,颗粒的空间分布逐渐分散;流场参数在燃气喷口附近变化剧烈、流场下游变化缓慢;波瓣结构具备增强流场湍动能和降低流场不均匀性的能力,进而促进了各组分的掺混燃烧;采用双波瓣凹腔时展现出最优的促进效果。波瓣结构能够扩大流场中高温区域的空间分布,有效延长凝相颗粒在高温区域的停留时间,为凝相颗粒的燃烧和能量释放提供了更为有利的条件。

氧化剂燃气来流下TAGN富燃料掺混燃烧特性

在新型氧/燃分离式组合固体发动机中,氧化剂燃气来流工况对富燃料掺混燃烧特性具有重要影响。为揭示氧化剂来流下富燃料掺混燃烧特性,基于课题组前期建立的氧化剂/富燃料掺混燃烧反应详细机理,构建了新型氧/燃分离式组合固体发动机二维稳态燃烧模型。通过数值仿真分析,获得了不同来流温度和马赫数下,高氯酸铵(AP)氧化剂燃气对硝酸三氨基胍(TAGN)富燃料掺混燃烧特性的影响。结果表明,随着AP燃气来流的初温升高,沿流动方向的混合效果变强,而沿径向方向的混合效果变差,TAGN富燃料前端传热系数有所提升,燃面平均退移速率出现小幅下降;增大AP燃气来流马赫数,显著强化了AP和TAGN的掺混和传热过程,提高了TAGN燃气和AP燃气之间的反应速率,燃面平均退移速率显著增大。

非壅塞固体火箭冲压发动机二次燃烧试验研究

通过直连式试验研究非壅塞固体火箭冲压发动机二次燃烧影响因素。试验结果表明,当空燃比在一定范围内变化时,若空燃比变大,则燃烧效率升高,当空燃比达到一定程度后再增加,则燃烧效率降低;对于铝镁贫氧推进剂取较小的后置长度时燃烧效率较高;与两股燃气射流向外喷射相比,两股燃气射流向内喷射的燃烧效率明显高;燃气射流与空气流在进气道出口直接撞击不利于燃烧效率的提高。

固体火箭超燃冲压发动机燃烧室构型对燃烧特性影响研究

为进一步提升固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能,明晰燃烧室设计参数对发动机燃烧模态及性能的影响和作用规律,利用数值模拟分析了燃烧室最小几何喉道和凹腔前缘与燃料喷注口距离对燃烧室流动与气固两相燃气燃烧特性的影响。研究表明:燃烧室最小几何喉道通过影响燃烧室内的阻塞程度,进而改变燃烧室内的热力喉道位置;随着凹腔前缘与燃料喷注口距离的增大,其产生的低速区对气流的阻塞作用更强,进而延长颗粒相燃料在燃烧室中的滞留时间,提升燃烧效率;颗粒相燃料的燃烧效率是决定燃料总燃烧效率的主要因素,从而影响燃烧室性能提升和燃烧模态的改变。

固体火箭冲压发动机技术研究进展

近年来,固体火箭冲压发动机获得飞快发展,本文综述了其技术研究进展,为后续固体火箭冲压发动机技术及相似技术的发展提供借鉴。主要介绍了固体火箭冲压发动机的燃气流量调节技术、贫氧推进剂技术、高效燃烧组织技术、转级技术等关键技术。总结发现国内外关键技术已取得了较全面突破,逐渐进入工程实用阶段,但燃烧基础问题研究不足。因此,有必要进一步深入开展推进剂细观燃烧、多相湍流燃烧、金属颗粒燃烧等基础科学研究,进而促进固体火箭冲压发动机技术发展。

固体火箭冲压发动机性能调节研究

在对固体火箭冲压发动机的高度特性进行分析的基础上，分别研究了壅塞式和非壅塞式固体火箭冲压发动机性能调节特性及方案，并着重分析了非壅塞式固体火箭冲压发动机的燃气流量自适应调节原理与规律。分析计算表明：非壅塞式固体火箭冲压发动机不仅结构简单，且能明显提高发动机在非设计状态时的性能。

固体火箭发动机内轴对称两相流场的一体化数值模拟

将固体火箭发动机燃烧室和喷管作为一个整体，应用时间相关法进行了轴对称两相流场的一体化数值模拟。对气相采用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ显式差分格式，对颗粒相则采用特征线法进行计算。计算结果表明该方法可以对带潜入式喷管的发动机内复杂的两相流场进行有效的数值模拟。

合成射流激励器射流矢量控制的物理因素

对不同出口构型合成射流激励器进行射流矢量控制进行了数值研究,并对决定合成射流激励器射流矢量控制的物理因素进行了分析和归纳.低压区位置和面积及其压强梯度、合成射流动量分量、合成射流对主流的卷吸率是直接控制主射流矢量力和矢量角的物理因素.合成射流的3个特征参数直接影响和控制低压区的面积及其压强梯度,合成射流激励器出口台阶和出口斜喷角都对低压区位置、面积和合成射流对主流的卷吸率有影响和调节作用,合成射流激励器出口斜喷角还直接控制合成射流动量分量.基于对合成射流激励器射流矢量控制物理因素的分析,确定了控制物理因素的源变量,建立了由控制能力函数和调节功能函数组成的合成射流矢量控制初步模型,初步模型能够对源变量引起的合成射流激励器射流矢量控制效率不同作出解释,并进一步指出了进行射流矢量控制的最佳激励器是充分利用调节功能函数.

用极大似然法辨识轴对称飞行器的气动参数

采用极大似然法完成了轴对称飞行器的非线性气动参数辨识。根据飞行弹道的特性，采用考虑了横侧向运动耦合的纵向三自由度飞行动力学模型；为了反映气动参数随马赫数的变化，给出了一种考虑马赫数变化的气动参数数学模型，并采用了分段辨识的技巧；通过采用建模前估计法的辨识结果作为极大似然法的初值，保证了极大似然法的收敛，计算结果表明：这种算法对大攻角下的非线性气动参数能获得满意的辨识结果。

用建模前估计法辨识飞行器的气动参数

给出了一种利用飞行器飞行试验实测数据估算飞行器气动参数的建模前估计算法，完成了某轴对称无控飞行器的非线性气动参数辨识。计算结果表明：该方法计算过程简单、迅速，可以作为快速估算飞行器气动参数的有力手段，尤其适合于辨识大攻角下的气动参数。

喷流干扰效应的快速计算方法

给出了一种快速计算火箭发动机喷流流场的方法，并在此基础上发展了一种计算喷流与物面间干扰流场及飞行器气动特性的工程计算方法。该方法不仅考虑了喷流与物面的碰撞，还考虑了有攻角下自由来流与喷流间的相互干扰。计算结果表明。

适定的跨音速翼型反设计方法研究

从不可压流反问题的Lightll准确解中可知,翼面压强分布和自由来流速度两者不能同时独立地给定。这意味着对于给定的压强分布存在着一个约束条件,否则,反设计问题就是不适定的。对于可压缩流动,同样应该存在类似的约束条件。本文在这方面做了初步探索,给出了一种满足这种约束条件的跨音速翼型反设计方法。在此方法中,目标压强分布包含一个自由参数,在计算中可调整此参数使压强分布满足本文推导出的正则化条件。

冲压发动机技术专题执行主编寄语

冲压发动机具有结构简单、重量轻、体积小、推重比大、成本低等优点，特别适合于超声速和高超声速飞行器实现远程巡航飞行。目前，多种以整体式冲压发动机为动力的超声速战术导弹已经开始服役，并成为突破导弹防御系统的利器；以高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等高超声速飞行器为应用背景的超燃冲压发动机及其组合发动机技术已取得关键技术突破，并被认为是将改变未来战争形态的重点技术之一，是2l世纪航空航天领域的技术制高点，受到各军事强国的高度重视。

合成射流影响因素

在综合国外大量实验和数值模拟数据的基础上 ,对影响合成射流特性的驱动因素、结构因素进行了分析和总结 ,并且通过数值模拟的方法对雷诺数以及斯托罗哈数对合成射流的影响进行了研究。获得了反映合成射流激励器特征的函数关系式 。

合成射流流场数值模拟及激励器参数分析(英文)

建立了将合成射流激励器腔体、出口喉道及外部受控流场作为单连域计算处理的全流场计算模型———X L模型,并进行了二维数值计算。基于数值计算获得的激励器出口数度分布,对合成射流激励器结构参数及驱动因素对合成射流的影响进行了分析,得到了表示激励器参数和出口最大速度关系的相关函数,为设计强劲且高效率的合成射流激励器提供参考。

金属/水反应冲压发动机理论性能计算与分析

基于水与金属燃料反应的水冲压发动机是一种新型的水下动力装置。为了研究水下冲压发动机的基本性能,在简述热力计算原理的基础上,以含铝贫氧推进剂为例对燃气发生器式水冲压发动机、以铝金属燃料为例对漩流式水冲压发动机进行了不同工作状态下的热力计算,得出了发动机比冲与水燃比、工作压强等之间的定性关系。

相邻激励器合成射流流场数值模拟及机理研究

建立了将合成射流激励器腔体、出口喉道、外部流场作为单连域计算处理的吹/吸型边界模型。在此基础上,对不同相位差、不同振幅、不同频率的相邻激励器相互作用形成的合成射流流场进行了数值分析。计算结果表明:相邻激励器工作时的相位差、振幅不同、驱动频率不同对其形成的合成射流流场有很大影响,合成射流不再对称分布,流动将发生偏转。其机理是由于两激励器吸入和排出流体流动不同(不同相、不同幅值、不同频率),使得两列旋涡对不对称,因此在两列旋涡对之间存在涡量强度不同和压强梯度,从而引起旋涡对向低压侧和强涡量区偏转。

合成射流激励器对射流矢量的影响

合成射流激励器全流场计算模型—X L模型,实现了将激励器腔体及外部受控流场作为单连域的计算处理。对合成射流激励器在不同工作状态下控制宏观低速流流动进行了数值分析和机理探讨。结果显示:应用合成射流激励器可以有效控制宏观低速流流动方向,通过改变激励器的工作参数和布置位置可以控制主流的偏转角度;激励器处于"拉"模式对主流的控制效果更明显,且激励器与受控主流之间存在一个最佳距离,使得对主流的矢量控制效果最大;合成激励器工作形成的漩涡对强度受合成射流频率和速度幅值影响。压强梯度的存在和旋涡的卷吸作用是合成射流激励器控制宏观低速流流动方向的主要因素。

非壅塞固体火箭冲压发动机补燃室内流场数值模拟研究

在冷流情况下对发动机补燃室掺混流场进行了数值求解 ,然后建立了发动机补燃室简单反应流模型 ,并在该模型下对某实验发动机进行了模拟 ,得出了反应物和产物组分、燃速、温度等发动机参数的变化趋势 ,给出了一些有用的结论 ,论证了该反应流模型的准确性。

固体火箭冲压发动机补燃室内硼颗粒点火计算研究

采用King硼颗粒点火模型,研究固体火箭冲压发动机补燃室内温度、压强、氧气摩尔浓度、硼颗粒初始半径对硼颗粒点火的影响。计算结果表明:当颗粒初始条件确定后,存在一个颗粒点火所需的最低环境温度;当氧气摩尔分数比较低时,增加环境总压,颗粒点火时间增加;当氧气摩尔分数比较高时,增加环境总压,颗粒点火时间反而减少;增大颗粒半径后,颗粒点火时间也增加;当环境温度升高时,颗粒点火时间显著减少。