富氧环境模拟绝热层烧蚀试验方法

发展了一种能模拟固体火箭冲压发动机补燃室富氧环境并用于绝热层烧蚀研究的试验方法。用常规燃气发生器产生的燃气,与补进的氧气(氮气)、空气混合,通过控制流量,模拟固冲发动机补燃室内的压强、流量、燃气温度和富氧度等参数。组建了试验系统,对燃气参数进行了校测,并开展了4种绝热材料在富氧环境下的烧蚀试验。结果表明,该系统能够模拟富氧烧蚀环境,可利用该试验方法开展富氧环境下绝热层配方筛选和烧蚀机理研究。

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。

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。

可变流量固体冲压发动机技术研究进展与展望

概述了国外固体冲压发动机应用与进展情况,综述了国内外总体设计技术、高温燃气流量调节技术、转级技术、无喷管助推器技术、含硼贫氧推进剂及燃烧组织技术、试验及分析技术的研究进展,分析了关键技术发展趋势。最后提出后续发展建议:采用多种技术手段进一步拓宽固冲发动机工作包络,使固冲发动机使用方便可靠;改进固体贫氧推进剂配方,进一步提高推进剂能量;发展高温燃气流量调节技术,减轻系统质量;重视发动机转级过程中动态性能的研究。

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。

可调冲压喷管变流量固冲发动机工作特性分析

不可调固冲发动机在飞行中常处于非设计工作点,为改善该类发动机工作性能,目前大多采用燃气流量调节法。若同时调节冲压喷管,则可大幅改善固冲发动机的适应性。基于一维气动理论,建立了可调冲压喷管变流量固冲发动机的数学模型,计算得到了其工作特性。分析表明,与不可调固冲发动机、燃气流量可调固冲发动机相比,可调冲压喷管变流量固冲发动机具有工作域大、阻力低、溢流少、进气道总压损失少及比冲高等优势。

含硼固冲发动机补燃室内凝相产物燃烧效率测试方法

针对含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机,提出了一种补燃室内凝相产物燃烧效率测试方法。设计了水冷探针取样装置,传热计算结果证明了该装置取样过程的可靠性。通过地面直连式试验,对补燃室凝相产物进行了采集,分2个工况,并使用现代仪器手段SEM、EDS及XRD,对产物的化学成分进行了深入分析。结果表明,凝相产物主要包含B、O和C三种元素;产物的主要成分为B2O3。此外,还含有B13C2、B2Ti、MgO2、Fe3O4和Ti2O3。工况1的B2O3的质量百分含量明显高于工况2,工况2的B13C2的质量百分含量明显高于工况1,每个工况自发动机轴线向壁面的径向变化过程中,B2O3的质量百分含量逐渐减小,B13C2的质量百分含量却逐渐增大。分析得出,硼的燃烧效率随着补燃室长度的增加而升高;而自发动机轴线向壁面的径向变化过程中,硼的燃烧效率逐渐降低。

二次进气角度对固冲发动机掺混燃烧的影响

采用k-ε二方程湍流模型和有限速率涡耗散化学反应模型,对30°和45°两种二次进气角度下的固体火箭冲压发动机补燃室内的掺混燃烧进行了数值模拟,并与实验结果进行对比,结果显示:增大二次进气角度,补燃室头部回流区的漩涡强度增加,从而增强了空气与一次燃气的掺混效应,进而提高了燃烧效率,但若过度地增大二次进气角度会造成补燃室总压损失加大,因此在选择固冲发动机二次进气角度时,需综合考虑其对燃烧效率和总压损失的影响。

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。

非壅塞固体火箭冲压发动机自适应调节特性

从理论和实验两方面研究了非壅塞固体火箭冲压发动机的自适应调节特性 .研究表明 ,理论计算与实验结果基本吻合 ;贫氧推进剂的燃速压强指数越高 ,自适应调节能力越强 ;当压强指数为 1时 ,空燃比不随空气流量变化 。

直接加热对固冲发动机地面模拟性能影响的理论分析

为了模拟飞行状态下进入补燃室的空气总温,在地面模拟试验中要对空气加热。通过直连模拟计算,研究了常用加热器燃料(氢气、煤油、甲烷和酒精等)对含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机性能的影响。结果表明,当按照气流中含氧量与纯净空气一样进行补氧时,气流中的含氧量能模拟纯净空气中的含氧量;直接加热、补氧的直连模拟计算所得的发动机真空比冲相对偏差与加热空气的燃料种类有关,以氢气为燃料的相对偏差大于0,而其它3种燃料的相对偏差小于0;从污染空气对真空比冲相对偏差的影响分析,污染空气对发动机性能的影响很小。

头部两侧进气固冲发动机补燃室内流场研究

采用PDF燃烧模型对头部两侧进气固冲发动机补燃室内流场进行数值计算,分析了高空和地面两种不同冲压喷管出口背压环境对冲压发动机二次燃烧的影响,并与试验结果进行了比较。利用该数值模拟方法分析了进气道出口形状、进气角度、飞行侧滑角等对发动机补燃室燃烧性能的影响,结果表明:进气道出口形状改为"肾形"可以改善补燃室绝热层的工作环境,但不利于补燃室内的掺混燃烧;随着进气角度的增加补燃室内的二次燃烧效率有所提高,但角度太大时弯头内侧有高温区出现;飞行侧滑角对该种进气形式的补燃室燃烧性能影响较大。

三维实验固体火箭冲压发动机燃烧室湍流反应流数值模拟

在对固体火箭冲压发动机的研究中 ,建立合适的数学模型对其内部工作过程进行模拟是冲压发动机设计和试验的重要环节。本文在三维湍流反应流情况下 ,对某实验固体火箭冲压发动机建立了数学模型并进行数值求解 ,得出了一些有用的结论 。

固冲发动机补燃室内强迫对流条件下硼颗粒燃烧速率研究(英文)

硼颗粒在通过固体火箭冲压发动机的燃气发生器喷管进入补燃室的过程中,颗粒通常都会受到高速气流的作用。此时,静止条件下硼颗粒的燃烧模型不再适应。对强迫对流条件下的硼颗粒燃烧的二维问题建立了数学模型,通过物理、数学简化,将偏微分方程组化为易于求解的常微分方程组,最后得到燃烧速率的显示表达式,并进行了求解,给出了硼颗粒周围边界层内温度场、浓度场及颗粒燃烧速率随雷诺数Re的变化规律。

阀门作动速度对流量可调固体火箭冲压发动机动态响应特性的影响

利用数值模拟的方法,通过研究调节阀以不同速度作动时燃气发生器压强、燃气流量和发动机推力等参数的响应情况,分析了阀门作动速度对燃气流量可调固体火箭冲压发动机动态响应特性的影响。结果表明,调节阀作动速度对参数的响应速度和负调量均有较大影响,其过大或过小均不利于发动机整体性能的提高;在实际情况下,需要综合考虑,以选择合适的阀门作动速度。

整体式固体火箭冲压发动机转级过程数值仿真

为了研究整体式固体火箭冲压发动机从助推级向冲压发动机级的工况转换(转级)过程,采用双时间步推进方法,求解非定常、三维、有化学反应的Navier-Stokes方程组,得到了发动机进气道/燃烧室一体化流场在转级过程中的变化情况,分析了相关因素对转级过程的影响。仿真研究表明,进气道出口堵盖打开前,进气道内气流保持压力振荡状态,振荡频率主要与飞行高度相关;堵盖打开后,空气与一次燃气进入补燃室掺混并燃烧,过程中发动机内流场发生剧烈的变化;堵盖打开时燃烧室内的压力对于进气道的起动至关重要。上述研究对于整体式固体火箭冲压发动机设计具有指导意义。

固体火箭冲压发动机在空空导弹上应用的优势

通过对采用固体火箭冲压发动机和固体火箭发动机的导弹在不同高度下的弹道性能计算和分析,得出采用固体火箭冲压发动机的导弹在射程、速度、机动性等方面都比采用固体火箭发动机的导弹具有很大的优越性,希望能够为我国今后发展固体火箭冲压发动机技术提供一些理论支撑。

模拟来流参数误差对固体冲压发动机地面试验结果影响的评估

在固冲发动机地面试验中,模拟来流误差对试验结果有很大影响,开展相关影响评估研究具有重要的理论意义和工程价值。基于一维气动理论,结合某试验固冲发动机,采用小偏差方法评估模拟来流误差对试验结果的影响,给出了发动机性能参数对模拟误差的敏感系数和小偏差方法的适用范围,提出了一套较完整的考虑模拟误差的固冲发动机性能计算方法和固冲发动机地面直连试验时总压总温调节控制精度计算方法。