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。

采用不同气相燃烧模型模拟含硼燃气扩散燃烧过程

为解决固冲发动机补燃室中含硼富燃燃气湍流扩散燃烧模型选择问题,以设计的平行进气燃烧装置为物理模型,以King点火模型与L-W燃烧模型为硼粒子点火和燃烧模型,湍流燃烧分别采用有限速率/涡耗散模型、涡耗散模型、有限速率模型,采用数值模拟方法对其燃烧过程进行数值模拟,获得了理想的含硼燃气湍流扩散燃烧的火焰结构、流场规律,得到不同燃烧模型下的燃烧特性。不同湍流燃烧机理对气相燃烧过程和颗粒相燃烧过程存在影响不同。不同影响的内在机理说明,燃烧模型模拟不同过程时存在能力差异。对于气相反应的模拟,涡耗散模型最剧烈,有限速率/涡耗散模型次之,有限速率模型最缓慢;对于硼粒子点火反应,有限速率/涡耗散模型最剧烈,有限速率模型次之,涡耗散模型最缓慢;对于硼粒子燃烧反应,涡耗散模型最快,有限速率模型次之,有限速率/涡耗散模型最缓慢。

高温燃气射流对固冲发动机二次燃烧效率影响研究

为进一步提高固冲发动机的二次燃烧效率,文中提出了在固冲发动机补燃室头部引入高温燃气射流增强掺混燃烧的技术思路,并开展了仿真和验证试验工作。仿真分析表明:当在补燃室头部引入高温燃气射流时,能够提高补燃室头部流场的温度,使得燃料更易于燃烧,从而提高了固冲发动机的二次燃烧效率;试验结果也验证了在固冲发动机头部引入高温燃气射流,能够使固冲发动机的二次燃烧效率由81.3%提高到88.7%。

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。

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。

壅塞可调固体火箭冲压发动机性能计算

综合给出了二维超声速进气道特性,并将其应用于壅塞可调固体火箭冲压发动机性能计算中,建立了壅塞可调固体火箭冲压发动机特性计算方法。通过调节燃气发生器喷管喉道面积保持给定空燃比不变。根据飞行速度/高度计算出了发动机非设计点性能和相应的燃气发生器喉道面积变化规律。结果表明,飞行速度/高度对燃气发生器喉道面积调节计划产生相当大的影响;当飞行高度低于设计高度时,高度变化明显改变进气道—发动机匹配工作点,高空低马赫数飞行时,进气道位于严重亚临界工作状态,明显降低了超声速进气道稳定工作范围。

超声速进气道与火箭冲压发动机性能匹配研究

综合给出了二维超声速进气道内特性,并将其与整体固体火箭冲压发动机性能匹配计算相结合,建立了整体固体火箭冲压发动机特性计算一维模型与方法。选择进气道不同状态作为设计点,根据飞行速度/高度计算出了发动机非设计点性能和相应的进气道与发动机在非设计状态下的匹配点轨迹及性能。结果表明,超声速进气道设计点选取至关重要,它不仅影响整体固体冲压发动机性能,而且严重影响超声速进气道稳定工作范围。

非壅塞固体火箭冲压发动机工作特性研究

通过数值计算方法，研究了非壅塞固体火箭冲压发动机的高度特性、适度特性和导弹工作的稳定性。运用直连式实验，考察了这种发动机燃气流量的自适应调节特性。结果表明，非是塞固体火箭冲压发动机是一种性能优良的冲压发动机。

含硼富燃料推进剂燃烧性能的研究进展

对国内外含硼富燃料推进剂燃烧性能的研究状况进行了综述,总结了提高含硼富燃料推进剂一次喷射效率和二次燃烧性能所采取的技术途径,主要包括硼粒子的表面包覆、推进剂配方的调整、燃气发生器喷管结构的改进、空燃比的变化、合理燃气喷射方式的选择、进气方式、二次进气间距以及进气量的优化等,这些改进可使含硼富燃料推进剂一次喷射效率提高,燃烧残渣减少,二次燃烧效率也大幅度改善。

固冲发动机连管试验数据处理方法研究

针对固冲发动机连管试验,研究了柔性管路垂直进气推力的计算方法,进一步推导了由试验数据换算至规定状态下发动机性能参数的换算关系,并开展了两种不同富燃料推进剂的固冲发动机点火试验验证和数据处理,得到了较为合理的试验评定结果,为筛选出较优推进剂配方提供依据。

提高含硼富燃料推进剂能量的技术途径

为提高含硼推进剂的能量，在确定基础配方的情况下，采用热力学计算软件。计算了含硼富燃料推进剂的理论能量，讨论了提高含硼富燃料推进剂能量的技术途径。计算结果表明，当推进剂中其他组分含量一定时，增加硼含量、减少AP含量或以HTPB代替BAMO／THF黏合剂，可提高含硼富燃料推进剂的比冲。发动机试验结果表明，在配方中添加质量分数5％～8％的镁粉，推进剂的一次喷射效率大于98％，细粒度硼粉和F类化合物可以提高该推进剂的比冲，而添加F3化合物可将比冲提高到9502N·s·kg^-1。

含能碳氢燃料燃烧特性及发动机应用研究进展

在液体碳氢燃料中添加铝、硼等高能固体颗粒是提高燃料能量特性的有效手段,也是未来高性能火箭发动机和冲压发动机性能提升的重要基础。对含能碳氢燃料的发展历程和当前需求进行介绍,重点分析对比了含能碳氢燃料的2种类型及各自优势;综述了国内外开展的含能碳氢燃料单液滴燃烧实验研究,介绍了含能碳氢燃料液滴的特征燃烧过程和典型燃烧现象;总结了国内外研究机构在火箭发动机、亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机平台中开展的含能碳氢燃料应用研究进展。最后,对含能碳氢燃料的下一步研究进行展望。

采用固体燃料的超燃冲压发动机研究进展

对采用固体燃料的超燃冲压发动机构型方案进行了归纳总结,详细的介绍了不同构型方案的发展历程和研究现状.针对固体燃料构型、双燃烧室构型和固体火箭构型3种不同构型的工作特点,分析了各自的优势和存在的问题,并在此基础上对其后续的研究提出了建议.研究认为:固体燃料构型方案虽能实现固体燃料在超声速气流中的点火及稳定燃烧,但燃料燃烧效率较低,且难以长时间稳定工作;固体火箭构型方案有利于燃料的点火和稳定燃烧,可实现发动机的长时间稳定工作,具有更好的研究和应用前景.