后向台阶-楔体结构对含硼固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响

为增强含硼固体火箭超燃冲压发动机中空气与燃气掺混,提升火焰稳定性及燃烧效率,在一次燃气侧向进气基础上,补燃室前段增加后向台阶-楔体组合结构,采用数值模拟的方法分析一次燃气进气方式及楔体结构对含硼固体火箭超燃冲压发动机补燃室内燃烧性能的影响。结果表明:当补燃室结构不变时,一次燃气进气位置到后向台阶的距离从0.5d变化到6d时,硼颗粒燃烧效率先增大后减小,在一次燃气进气位置距台阶为1.25d时,硼颗粒燃烧效率最大,为48%;当一次燃气进气角度在45o~170o内时,一次燃气进气角度越大,发动机燃烧效率越高,一次燃气进气角度为170o时总燃烧效率最大,为71.32%;在一次燃气进气方式不变时,取楔体高度与台阶高度之比分别为0.40、0.50、0.55、0.60、0.65、0.70、0.75、1.00,随着比值增大,总压恢复系数减小,硼颗粒燃烧效率先增大后减小,当楔体高度与台阶高度之比为0.60时,硼颗粒燃烧效率最大,为53.2%。

弹用发动机技术特点及应用前景展望

以燃气轮机的结构类型作为论题切入点,介绍了涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、冲压发动机及超燃冲压发动机等几类常见的航空发动机(空气喷气发动机),以及固体火箭发动机与液体火箭发动机等几类常见的火箭发动机的技术特点,重点对几类相关发动机在导弹领域的应用进行了研究,并对其前景进行了展望。

喷口数与进气道角对固冲发动机补燃室气流掺混的影响

采用N S方程和k ε双方程湍流模型,离散后采用迎风格式进行数值求解,对管道式固体火箭冲压发动机补燃室内燃气与空气的掺混过程进行了数值研究。分析了多孔喷管结构以及进气道角度对补燃室内气流掺混的影响。计算结果表明:具有4喷口的喷管掺混效果优于单喷口的喷管;与30°进气道相比,沿轴向横截面上45°进气道所形成的回流区向进气道一侧偏移,回流区区域减少,强度减弱。

固体火箭冲压发动机地面试验装置及测控系统

介绍了固体火箭冲压发动机地面实验装置及测控系统组成、功能、技术指标和可以开展的研究工作。

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。

固冲发动机补燃室二次燃烧实验研究

采用不确定度评定的地面直连冲压实验设备,对某全尺寸固冲发动机补燃室二次燃烧进行了实验研究。通过测定比冲效率,确定了不同的燃气发生器喷嘴结构、空气进气角度、进气头部距离和补燃室长度对二次燃烧的影响,并进行了机理分析。结果表明,五喷嘴比冲效率较高,燃气的切入方式对补燃室二次燃烧有重要影响;增大入射角度,可提高比冲效率,但加剧了燃烧产物在补燃室内的沉积;补燃室头部距离不宜过大,比冲效率不随头部距离线性增加;补燃室长度增加,可使比冲效率提高,但效果并不理想。

固冲发动机补燃室冷流掺混效果与燃烧效率对比研究

在燃气参数相同的条件下,定量分析了多种空气进气形式下的冷流掺混效果和燃烧效率,对其反应流场进行模拟,得到各自的燃烧效率曲线。通过掺混效果和燃烧效率的对比研究,结果表明,冷流掺混效果并不能完全反映二次燃烧效率,原因在于冷流流场分析仅考虑了纯气相流场的掺混效果,而未考虑两相流作用;金属粒子滞留时间对燃烧效率有很大影响。研究结果还表明,提高补燃室燃烧效率,除改善掺混效果外,还应设法延长金属粒子滞留时间。

固冲发动机补燃室内凝聚相粒子取样试验研究

介绍了固冲发动机补燃室内凝相粒子取样试验系统,系统采用等动力原理进行设计,对采集到的粒子进行了后处理。研究结果表明,固冲补燃室粒子取样方法能有效开展补燃室内粒子取样。粒子形状多为球状,在0.5～0.8 MPa下,推进剂燃烧产物粒径分布范围在0.5～80μm之间。进气角度为60°时,其凝相粒子粒径小于30°时的粒径。将头部长度增加到182 mm时,粒度分布出现了多峰分布,粒径变小。二次进气方式时,其粒径相对一次进气的粒径较小。

中心进气旋转射流冲压燃烧室湍流流动数值模拟

采用Reynolds应力方程模型及涡耗散燃烧模型,对头部进气式固体火箭冲压发动机二次燃烧二维轴对称反应流场进行了数值模拟,研究了空气射流和燃气射流无旋、同向旋转和反向旋转3种进气方式对二次燃烧的影响。研究结果表明,当空气射流和燃气射流以有旋状态进入补燃室时,燃料与空气的混合速度变快,化学反应更快,燃烧也更为充分。

火箭冲压发动机掺混流场数值方法研究

鉴于火箭冲压发动机补燃室内呈现出复杂的三维化学反应流，传统方法对这一流场的数值分析所遇到的主要困难是求解椭圆型Ｎ－Ｓ方程组极为耗时而不利于工程应用，采用先进的块隐式法求解恒温掺混流场得到了很快的收敛速度，这一尝试为快速计算化学反应流打下了很好的基础。

固体火箭冲压发动机补燃室掺混与燃烧流场数值模拟

用雷诺平均N-S方程和κ-ε双方程湍流模型,对壅塞式固体火箭冲压发动机补燃室内的掺混与燃烧流场进行了数值模拟。考虑了进气道尺寸、进气夹角、头部距离、一次喷嘴扩张比和喷嘴数目等结构因素对补燃室掺混与燃烧性能的影响。模拟结果表明,进气道尺寸和进气夹角对掺混与补燃性能的影响与非壅塞式相同;增加一次喷嘴的数目和加大喷嘴的扩张比增加了燃气的分散性,提高了补燃效率。该研究从理论上找到了提高补燃效率的途径。

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。

一种固冲发动机用流量调节装置设计

为了使冲压发动机适应更宽广的工作包线,提高工作性能,充分发挥推进剂的能量,必须设计燃气发生器流量调节装置。文中针对一种固冲发动机用流量调节装置进行了设计,完成了结构与内流场仿真计算,在仿真计算的基础上加工试验件完成了热试试验,试验结果表明设计的流量调节装置满足冲压发动机要求,可以为流量调节装置将来的实际应用作技术储备。

特型燃气喷口对补燃室掺混燃烧的影响

采用N-S方程、k-ε双方程和非预混燃烧简化PDF模型,对3种特型燃气喷口结构的固冲发动机补燃室掺混燃烧流场进行了数值研究。分析3种特型燃气喷口对补燃室中掺混燃烧的影响,并与常规型燃气喷口的仿真结果进行了对比分析。结果表明:特型燃气喷口可以有效增强补燃室中燃气与空气的掺混效果,提高燃气的完全燃烧程度,提升固冲发动机补燃室的特征速度;2#和3#特型喷口的补燃室掺混燃烧效果要比1#特型喷口更好,但是会带来更大的总压损失。

冲压发动机发展现状及其关键技术

对国内外冲压推进技术的发展现状进行了对比分析，论证了我国加快开展冲压发动机及相关技术研究的必要性。分析了冲压发动机驱动的导弹总体技术、进气道／转弯方式／冲压补燃室（无壅塞式应同时考虑燃气发生器）一体化设计、贫氧推进剂、燃气发生器、助推器及转级等方面的关键技术。

富氧环境下绝热层烧蚀模型

采用模拟固体火箭冲压发动机补燃室富氧环境的试验系统,测试了几种绝热层材料不同氧含量环境下的烧蚀特性。烧蚀过程中燃气中的氧化性组分会渗入炭化层内部,在炭化层内的孔隙中与材料发生放热的化学反应,大量消耗碳,加剧了烧蚀的过程。通过试验结果分析,建立了以基体层、热解层、炭化层为基础的富氧烧蚀模型。应用该模型预估了试验所用绝热层材料的烧蚀率,计算值与试验值较为一致。

用于燃气流量可调固冲发动机的贫氧推进剂

在分析了固体火箭冲压发动机的高度特性、壅塞式和非壅塞式固体火箭冲压发动机性能调节特性的基础上， 提出了燃气流量可以调节的燃气发生器， 尤其是非壅塞式固体火箭冲压发动机对贫氧推进剂的特殊要求。分析结果表明： 非壅塞式固体火箭冲压发动机要求贫氧推进剂具有高的燃速压强指数、低的可燃极限和足够好的燃烧稳定性。探讨了贫氧推进剂性能调节的途径。

二次进气流量比对固冲发动机燃烧效率的影响

采用k-ε湍流模型及单步涡扩散化学反应模型,对二次进气结构的固体冲压发动机补燃室的反应流场进行数值模拟,分析了二次进气流量比对燃烧效率与温度场分布的影响。结果表明,在合适流量比下,采用二次进气后补燃室内燃烧效率明显提高,且温度场分布有利于内壁面热防护。

固体火箭冲压发动机一体化CAD系统设计

针对固体火箭冲压发动机的特点 ,研制了固体火箭冲压发动机 CAD软件 ,该软件系统包括了燃气发生器设计、助推补燃室设计、进气道设计、发动机性能计算和飞行弹道的计算。使用该系统可进行固体火箭冲压发动机总体方案论证 ,预估发动机的主要结构尺寸和发动机的整体性能。本文以一假想的空 -空弹用固冲发动机方案设计为例 ,介绍固冲发动机设计步骤和软件系统的特点。

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。