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。

固体火箭冲压发动机燃气发生器及燃气流量调节阀建模及仿真

研究了一种气动式的燃气流量调节阀,并建立了固体火箭冲压发动机燃气发生器和气动式燃气流量调节阀的数学模型及仿真模型,对燃气流量调节阀仿真模型进行了试验验证,动态误差和稳态误差都在5%以内。通过仿真获得了燃气发生器和燃气调节阀的动态响应特性。仿真结果表明,燃气调节系统开环响应速度较慢,并具有很强的非线性。

固体火箭冲压发动机设计技术问题分析

总结了自1965年以来固体火箭冲压发动机研制技术的总体发展特征和趋势,结合当前新一代战术导弹提出的大空域、宽Ma数和大机动性等越来越高的设计需求,从冲压发动机热力循环技术本质要求出发,分析了当前工程上普遍采用的固定几何进气道、固定几何喷管、燃烧室共用、无喷管助推器和变流量燃气发生器等5项主体设计技术固有的技术缺陷、不足和局限性,明确指出现行的折中设计思想是产生问题的根源,提出未来应遵循"开源节流"设计思想,优先突破喷管调节技术,积极开发进气道调节技术,努力提高现有燃气发生器变流量调节技术水平,切实完善固体火箭冲压发动机热力循环,以促其成功应用。

固体火箭冲压发动机补燃室绝热层烧蚀试验研究

补燃室热防护系统研究是飞航导弹固冲发动机研究的一项重要内容。设计了固冲试验发动机,采用新型绝热材料作为补燃室绝热层,并通过直连式试验研究考核该绝热层在补燃室恶劣条件下的工作情况,为固冲发动机补燃室热防护系统研究提供了可借鉴的资料。

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。

固体火箭冲压发动机燃烧室热防护层烧蚀计算

为了研究冲压发动机燃烧室的热防护性能,用类比法计算了整体式固体火箭冲压发动机燃烧室壁面的烧蚀,其中考虑了热解气流对烧蚀的影响,并将国外有关固体火箭发动机喷管烧蚀计算时所用经验参数(指前因子)通过换算转换到冲压发动机燃烧室烧蚀计算中。计算结果符合物理规律,并与试验结果符合较好。该项研究为冲压发动机燃烧室热防护层的设计提供了有效的分析手段。

旋转射流对含硼固体火箭冲压发动机二次燃烧的影响

为提高固体火箭冲压发动机二次燃烧效率,将旋转射流技术引入固体火箭冲压发动机设计,采用Re-alizable k-ε湍流模型、单步涡团耗散燃烧模型以及KING硼粒子点火和燃烧模型,利用Fluent软件开展了旋转进气和一次燃气旋转含硼固体火箭冲压发动机补燃室三维反应流场流数值分析。研究结果表明,当空气射流切向进入补燃室时,气流产生的旋转均使燃料与空气的混合更充分,燃烧效率更高。当气流切入角度增大时,补燃效率先升后降,对于具体发动机结构,存在一个使燃烧效率最大的切入角,针对研究的模型发动机结构,此值在20°附近;当一次燃气旋流数的增加,二次燃烧效率呈逐渐增高的趋势。

固体火箭冲压发动机导弹一体化遗传算法优化设计

遗传算法能以很高的概率找到全局最优解 ,适合工程优化设计要求。研究以固体火箭冲压发动机为动力的导弹的总体方案设计 ,探讨采用遗传算法实现冲压发动机导弹一体化优化设计 ,给出满足战术技术指标的最优总体方案和冲压发动机方案。算例表明 ,遗传算法是用于固体火箭冲压发动机导弹一体化优化设计的很好的优化算法。通过一体化优化设计 ,可以提高冲压发动机和导弹的总体性能。

固体火箭冲压发动机补燃室燃烧过程显示

采用二维开窗式固体火箭冲压发动机试验系统,对补燃室内的燃烧现象进行观察,以火焰图像的形式直观形象地描述了进气道位置对补燃室内燃烧过程的影响,试验所采用的装药为含硼贫氧推进剂。并通过高速数字摄影仪摄取补燃室内部某个时刻瞬时火焰图像,借助于光学理论和计算机图像处理技术计算出整个补燃室内部的温度分布。

燃气流量可控的固体火箭冲压发动机动态建模及模型降阶(英文)

燃气流量可控的固体火箭冲压发动机促进了其燃气流量控制系统的研究。模型研究是控制系统设计的基础。基于集中参数的思想建立了燃气流量可控的固体火箭冲压发动机动态模型,分析了固体火箭冲压发动机动态模型参数的物理意义及其工作过程中的变参数特性,固体火箭冲压发动机动态响应时间由冷区容积时间常数、热区容积时间常数、激波传播时间常数和激波容积时间常数等组成,工作条件的较大变化使得固体火箭冲压发动机在工作过程中具有较强的变参数特性。最后对固体火箭冲压发动机动态模型进行模型降阶,由频率分析的结果可知,模型降阶是合理的。

固体火箭冲压发动机的工作特性分析

通过数值计算 ,分析了燃气流量固定的壅塞式固体火箭冲压发动机、等空燃比工作的固体火箭冲压发动机和非壅塞固体火箭冲压发动机的高度特性和速度特性。结果表明 ,当导弹的飞行高度和速度变化时 ,燃气流量固定的壅塞式固体火箭冲压发动机性能变化最大 ,燃速压强指数为 1 0的非壅塞固体火箭冲压发动机的性能基本实现了等空燃比调节。贫氧推进剂的燃速压强指数越高 ,非壅塞固体火箭冲压发动机燃气流量的自适应调节能力越强。

非壅塞固体火箭冲压发动机二次燃烧室进气方案研究

用k ε湍流模型以及EBU燃烧模型,对固体火箭冲压发动机二次燃烧三维反应流场进行了数值计算,研究了空气射流与富燃燃气射流动量之比、射流速度和燃气发生器喷管数量对二次燃烧的影响。研究结果表明,当空燃动量比在一定范围内时,若空燃动量比变大,则二次燃烧效率升高;降低空气和燃气射流的速度有利于二次燃烧效率的提高;并且增加燃气发生器喷管数量能增强燃气与空气在头部的掺混效果,为燃烧创造良好的条件。

喷孔旋转角对固体火箭冲压发动机补燃效率的影响

在采用 N- S方程、RNG k-ε湍流模型和一步化学反应模型对固体火箭冲压发动机中有混合和化学反应的三维流场进行数值模拟的基础上 ,提出了一种提高固体火箭冲压发动机补燃室补燃效率的方法。讨论喷孔角度对管道火箭性能的影响并和 Vanka的试验结果进行了比较 ,结果表明 ,在同样的工况下选取适当的喷孔旋转角可以将补燃效率提高 1 0 %～ 2 0 %。

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。

一种先进的固体火箭冲压发动机堵盖设计

简要对比了固体火箭冲压发动机不同形式进气道出口堵盖设计方案,指出可烧蚀堵盖是今后技术发展的方向。在此基础上详细设计了一种该类型堵盖,它是由钯和铝组成的层压板结构。同时,还对其进行了应力分析,结果表明该设计方案可以满足固冲发动机对进气道出口堵盖的强度和密封要求,可为可烧蚀堵盖在未来先进空空导弹上的应用提供参考。

固体火箭冲压发动机燃气流量调节的负调现象

研究了可变流量固体火箭冲压发动机所存在的燃气流量负调现象,分析了负调现象产生的机理是由于燃气发生器压强的变化过程滞后于喷嘴面积的变化过程。基于燃气发生器动态工作模型,以某型固体火箭冲压发动机为例,通过仿真分析研究了燃气发生器空腔容积和燃气阀门调节速度对负调过程的影响:当燃气发生器空腔长度为0.1 m、阀门调节时间分别为0 s和2 s时,对应的燃气负调量为82.6%和1.7%、响应时间为0.21 s和1.76 s;当燃气发生器空腔长度为0.8m、阀门调节时间分别为0 s和2 s时,对应的燃气负调量为82.6%和11.4%、响应时间为1.69 s和2.85 s。基于上述分析结果,还提出了减小固体火箭冲压发动机燃气流量负调程度的措施。

固体火箭冲压发动机二次燃烧试验研究

针对某工程论证需求,分别采用缩比和全尺寸固体火箭冲压发动机,利用地面直连试验系统,开展了壅塞式固体火箭冲压发动机试验研究,采用燃烧效率和试验比冲作为评价指标,对比分析了燃气发生器进气方式与喷嘴结构、空燃比、燃气流驻留时间、尺寸效应等因素对发动机二次燃烧性能的影响。结果表明,设计的一次进气发动机能够实现高效燃烧;在测试范围内,空燃比增大发动机燃烧效率降低;延长燃气驻留时间,提高了发动机二次燃烧性能。

基于多方法协作优化方法的非壅塞式固体火箭冲压发动机导弹一体化优化设计

固体火箭冲压发动机和导弹性能相互之间紧密耦合。从导弹总体方案设计阶段引入一体化设计思想,能充分发挥和协调好固体火箭冲压发动机和导弹的性能,提高了导弹的总体设计水平。采用基于遗传算法、Powell法和模式搜索法的多方法协作优化方法进行了以非壅塞式固体火箭冲压发动机为动力的导弹总体一体化优化设计。算例表明,采用该多方法协作优化方法进行一体化优化设计,可以协调导弹的总体参数,提高导弹的总体性能。

固体火箭冲压发动机燃烧性能评价方法

通过对固体火箭冲压发动机的工作特点分析,提出了适用于评价固体火箭冲压发动机燃烧性能的方法。对气动法、燃气分析法、台架推力法等燃烧性能评价方法进行了分析,并对其优缺点进行了说明。