自燃推进剂缩尺发动机纵向不稳定燃烧试验与数值研究

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作者 郭康康 任永杰 +4 位作者 仝毅恒 楚威 曹炜 徐伯起 聂万胜 《宇航学报》 北大核心 2025年第6期1228-1241,共14页

为研究自燃推进剂纵向不稳定燃烧,自主设计开发了单喷嘴液/液双旋流缩尺火箭发动机,并开展了热试车试验和数值计算。热试车试验捕捉了剧烈的一阶纵向不稳定燃烧,采用高频压力传感器和光电倍增管实现了基于试验的瑞利准则定量表征;数值... 为研究自燃推进剂纵向不稳定燃烧,自主设计开发了单喷嘴液/液双旋流缩尺火箭发动机,并开展了热试车试验和数值计算。热试车试验捕捉了剧烈的一阶纵向不稳定燃烧,采用高频压力传感器和光电倍增管实现了基于试验的瑞利准则定量表征;数值计算再现了一阶纵向不稳定燃烧,详细分析了流场动态特性,揭示了纵向不稳定燃烧机理。结果表明:燃烧室压力振荡峰-峰值高达73.86%的平均室压,并伴随着明显的喷注耦合现象,燃烧室头部和中间位置均具有驱动不稳定燃烧的行为。数值计算结果与试验值高度吻合,压力振荡幅值误差仅为1.54%;不稳定燃烧发生时燃烧室头部火焰和喷雾形态发生周期性变化;流场动态分析结果表明,纵向不稳定燃烧与燃烧室头部推进剂的周期性输运、混合增强以及质量流量振荡有关。 展开更多

关键词 火箭发动机 自燃推进剂 纵向不稳定燃烧 瑞利准则 热试车试验

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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 被引量：2

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作者 赵李北 夏智勋 +5 位作者 马立坤 陈斌斌 冯运超 杨鹏年 李潮隆 刘延东 《空天防御》 2024年第3期54-63,共10页

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... 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。 展开更多

关键词 固体火箭超燃冲压发动机 燃烧室 燃烧特性 硼颗粒

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采用固体燃料的超燃冲压发动机研究进展 被引量：18

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作者 吕仲 夏智勋 +1 位作者 刘冰 刘元春 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第8期1973-1984,共12页

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... 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. 展开更多

关键词 冲压发动机 固体燃料 固体火箭 双燃烧室 超声速燃烧

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圆形燃烧室支板火箭超燃冲压发动机数值模拟 被引量：9

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作者 秦飞 何国强 +1 位作者 刘佩进 李鹏飞 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第2期150-155,共6页

为了提高大尺寸超燃冲压发动机的掺混燃烧和火焰稳定能力,提出了以中心主支板和支板火箭进行点火和火焰稳定的超燃冲压发动机基本结构,采用轴对称的圆形燃烧室以及小支板和凹腔等混合增强方式,通过包含多步简化动力学的数值模拟方法,研... 为了提高大尺寸超燃冲压发动机的掺混燃烧和火焰稳定能力,提出了以中心主支板和支板火箭进行点火和火焰稳定的超燃冲压发动机基本结构,采用轴对称的圆形燃烧室以及小支板和凹腔等混合增强方式,通过包含多步简化动力学的数值模拟方法,研究了支板、凹腔结构与圆形燃烧室的不同匹配关系。结果表明,隔离段中心主支板能有效提高燃料与空气的掺混度,支板火箭的富燃高温羽流在不同状态下均能实现可靠点火;圆形燃烧室结合多组小支板和凹腔能进一步增强燃料混合和高效燃烧。利用支板火箭与轴对称圆形燃烧室相结合能在较短燃烧室内实现高效燃烧,为将来开展大尺寸超燃冲压发动机燃烧技术研究奠定基础。 展开更多

关键词 超燃冲压发动机 支板火箭 轴对称圆形燃烧室 数值仿真

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固体火箭冲压发动机补燃室绝热层烧蚀试验研究 被引量：14

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作者 李岩芳 陈林泉 +1 位作者 严利民 叶定友 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第4期68-69,74,共3页

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... 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。 展开更多

关键词 固体火箭冲压发动机 补燃室 绝热层 烧蚀试验 防护系统 导弹 热防护

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RBCC发动机亚燃模态热环境分析 被引量：4

6

作者 袁双 李强 +2 位作者 秦飞 吕翔 潘科玮 《科学技术与工程》 北大核心 2012年第5期1085-1089,共5页

针对RBCC(火箭基组合循环)发动机的亚燃模态,通过三维数值模拟计算,分析了不同的工况下RBCC发动机中的受热情况,得到热载荷分布。其中一次火箭、小支板尾端、凹腔出口受热最为严重。计算发现一次火箭的流量越大,对流换热系数越大。支板... 针对RBCC(火箭基组合循环)发动机的亚燃模态,通过三维数值模拟计算,分析了不同的工况下RBCC发动机中的受热情况,得到热载荷分布。其中一次火箭、小支板尾端、凹腔出口受热最为严重。计算发现一次火箭的流量越大,对流换热系数越大。支板壁喷会产生二氧化碳剪切层,影响燃烧效率;但是会降低热流密度。通过较为系统的热力分析,为RBCC发动机热防护提供一定的设计依据。 展开更多

关键词 火箭基组合循环 燃烧室 一次火箭 热防护

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固体火箭超燃冲压发动机补燃室构型的影响分析 被引量：16

7

作者 刘仔 陈林泉 +1 位作者 吴秋 王立武 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第4期432-436,共5页

针对不同补燃室结构参数对固体火箭超燃冲压发动机补燃室掺混燃烧性能的影响进行研究,分析各级燃烧室的长度与扩张角度对补燃室性能的影响。采用基于密度的二阶迎风格式对补燃室掺混燃烧进行模拟,湍流模型和燃烧模型分别采用SST k-ω模... 针对不同补燃室结构参数对固体火箭超燃冲压发动机补燃室掺混燃烧性能的影响进行研究,分析各级燃烧室的长度与扩张角度对补燃室性能的影响。采用基于密度的二阶迎风格式对补燃室掺混燃烧进行模拟,湍流模型和燃烧模型分别采用SST k-ω模型和涡团耗散模型。结果表明,提高燃烧效率与降低总压损失是相互矛盾的;燃烧效率随燃烧室长度的增加而增大,随燃烧室扩张角度的增加而减小;总压恢复系数随燃烧室长度的增加而减小,随燃烧室扩张角度的增加而增大;一级燃烧室的结构参数对燃烧效率与总压恢复系数的影响最大。当补燃室的总长与出口面积一定时,以发动机的总体性能参数作为补燃室构型的优化目标,对一、二级燃烧室长度与一、三级燃烧室扩张角度进行优化。 展开更多

关键词 补燃室 固体火箭超燃冲压发动机 燃烧效率 总压恢复系数

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SMC模式下RBCC发动机4 Ma工况性能仿真 被引量：6

8

作者 刘昊 王君 张留欢 《火箭推进》 CAS 2021年第2期27-31,共5页

为研究SMC模式下火箭混合比对RBCC发动机性能的影响规律,完成了氢/氧火箭推力室中心布局、二元定几何结构模型发动机飞行马赫数Ma_(0)=4、高度H=17 km弹道点流场仿真,获得了不同火箭混合比(MR=2、3、4、5、6、8)及燃烧室长度的推力、比... 为研究SMC模式下火箭混合比对RBCC发动机性能的影响规律,完成了氢/氧火箭推力室中心布局、二元定几何结构模型发动机飞行马赫数Ma_(0)=4、高度H=17 km弹道点流场仿真,获得了不同火箭混合比(MR=2、3、4、5、6、8)及燃烧室长度的推力、比冲性能。研究表明:在火箭燃气富燃条件下(MR<8),产生了正的火箭推力增益,且随着混合比的减小,火箭推力增益增加;二次燃烧过程受火箭射流与冲压主流剪切层掺混主导,在给定的基准燃烧室长度下,燃烧效率随着混合比的提高而增加,且火箭射流与冲压主流的超/超射流剪切层燃烧过程一直持续到喷管出口;通过增加燃烧室长度,火箭富燃燃气获得更为充分的燃烧,发动机性能显著提升,但在具体发动机设计中,燃烧室长度的选取需在燃烧效率与结构惩罚之间进行权衡。 展开更多

关键词 RBCC发动机 SMC模式 火箭混合比 燃烧室长度

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RBCC燃烧室超声速反应混合层特性的大涡模拟 被引量：3

9

作者 魏祥庚 曹东刚 +1 位作者 秦飞 吴继平 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第8期940-946,共7页

以飞行马赫数为4.5 Ma的RBCC发动机典型工作状态为研究背景,采用大涡模拟研究了支板火箭射流和空气来流形成的超声速反应混合层的掺混燃烧过程,获得了燃烧室内详细的流场结构和流动特征,分析了强射流条件下超声速反应混合层的特性。结... 以飞行马赫数为4.5 Ma的RBCC发动机典型工作状态为研究背景,采用大涡模拟研究了支板火箭射流和空气来流形成的超声速反应混合层的掺混燃烧过程,获得了燃烧室内详细的流场结构和流动特征,分析了强射流条件下超声速反应混合层的特性。结果表明由于速度梯度的存在,火箭射流进入燃烧室后与空气来流形成环形剪切层,剪切层内丰富的旋涡结构主导火箭射流和空气来流的掺混燃烧,随着湍流能量的串级输运,化学反应过程中释放的能量将被转化成细观尺度的湍流动能,大尺度旋涡将能量传递给小尺度旋涡并最终耗散,细小尺度的旋涡一方面能够促进燃烧反应物的掺混并强化燃烧过程,另一方面会给化学反应过程带来强烈的脉动,使得局部火焰淬灭,火焰结构表现出明显的非定常性。 展开更多

关键词 火箭基组合循环燃烧室 支板火箭 超声速反应混合层 大涡模拟

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固体火箭冲压发动机二次燃烧室流场数值计算和试验研究 被引量：15

10

作者 董岩 余为众 吕希诚 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1995年第1期27-32,共6页

用二维ｋ－ε湍流模型及简单一步无限快速化学反应模型，对固体火箭冲压发动机二次燃烧室反应流场进行了数值计算，并针对硼推进剂燃烧特性，提出了二次进气的燃烧室设计方案，在此基础上做了试验研究。结果表明，经数值模拟设计的二次... 用二维ｋ－ε湍流模型及简单一步无限快速化学反应模型，对固体火箭冲压发动机二次燃烧室反应流场进行了数值计算，并针对硼推进剂燃烧特性，提出了二次进气的燃烧室设计方案，在此基础上做了试验研究。结果表明，经数值模拟设计的二次燃烧室构型比普通二次燃烧室构型燃烧效率明显提高。 展开更多

关键词 冲压发动机 火箭发动机 燃烧室 发动机试验 流场

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固冲发动机补燃室流场的实验校测

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作者 刘佩进 董昊 +1 位作者 魏祥庚 李宇飞 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期205-207,共3页

发展了一种利用补燃室温度场测量对数值计算的有效性进行校测的方法,设计了实验发动机并开展了直连实验,对非壅塞式固冲发动机开展研究。根据测量的数据计算了燃气发生器和进气道的出口参数,并将之作为补燃室的入口边界条件开展数值模... 发展了一种利用补燃室温度场测量对数值计算的有效性进行校测的方法,设计了实验发动机并开展了直连实验,对非壅塞式固冲发动机开展研究。根据测量的数据计算了燃气发生器和进气道的出口参数,并将之作为补燃室的入口边界条件开展数值模拟。实验获得的温度场和数值模拟获得的结果在一定程度上吻合较好,从一个侧面验证了数值方法的有效性。 展开更多

关键词 固冲发动机 补燃室 数值仿真 实验校验

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固冲发动机补燃室内硼颗粒点火和燃烧数值研究 被引量：10

12

作者 胡建新 夏智勋 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2006年第1期68-71,共4页

采用颗粒轨道模型进行了含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机补燃室两相流的数值模拟,其中硼颗粒的点火和燃烧模型采用的是King模型,建立了发动机补燃室内简单反应流模型,并在该模型下对某实验发动机进行了模拟,得出颗粒在补燃室内的分布... 采用颗粒轨道模型进行了含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机补燃室两相流的数值模拟,其中硼颗粒的点火和燃烧模型采用的是King模型,建立了发动机补燃室内简单反应流模型,并在该模型下对某实验发动机进行了模拟,得出颗粒在补燃室内的分布,结果表明:进入头部回流区的硼颗粒能够快速点火,并且颗粒直径增大后,点火时间增加,颗粒燃烧效率显著降低. 展开更多

关键词 固体火箭冲压发动机 硼颗粒 点火 燃烧 两相流 突扩燃烧室

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可变流量固冲发动机一体化流场研究 被引量：4

13

作者 牛楠 董新刚 +1 位作者 霍东兴 李璞 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2013年第2期85-87,91,共4页

以某可变流量固冲发动机为研究对象,建立进气道/补燃室一体化流场数值模型,结合地面直连试验,研究了空燃比对固冲发动机性能和流场结构的影响。结果表明:导弹飞行状态不变,减小空燃比可有效提高固冲发动机的推力但比冲减小,导弹射程减小... 以某可变流量固冲发动机为研究对象,建立进气道/补燃室一体化流场数值模型,结合地面直连试验,研究了空燃比对固冲发动机性能和流场结构的影响。结果表明:导弹飞行状态不变,减小空燃比可有效提高固冲发动机的推力但比冲减小,导弹射程减小;大空燃比调节时,补燃室内流场结构未发生显著变化,空燃比减小到7时,大量燃气沿补燃室中上部流动;空燃比减小使进气道的结尾激波向上游推移,进气道裕度减小。 展开更多

关键词 固冲发动机 进气道 补燃室 空燃比

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双脉冲固体发动机燃烧室EPDM绝热层烧蚀性能实验研究 被引量：6

14

作者 闫航 陈嘉辉 +2 位作者 冯喜平 王乐 侯晓 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第8期225-235,共11页

为了研究双脉冲发动机燃烧室内复杂热环境下三元乙丙(EPDM)绝热层的烧蚀性能,开展了工作时间为15s和两次点火工作时间为7.5s+7.5s的发动机实验。采用SEM电镜扫描、微米CT测试分析获得了烧蚀试件的表面宏观形貌、炭化层表面和断面微观形... 为了研究双脉冲发动机燃烧室内复杂热环境下三元乙丙(EPDM)绝热层的烧蚀性能,开展了工作时间为15s和两次点火工作时间为7.5s+7.5s的发动机实验。采用SEM电镜扫描、微米CT测试分析获得了烧蚀试件的表面宏观形貌、炭化层表面和断面微观形貌以及炭化层三维构型;利用测厚仪测量结果计算了试件的烧蚀率。结果表明,在总工作时间相等的情况下,双脉冲发动机中EPDM绝热层的烧蚀率比传统发动机大。与传统发动机中单次热冲击下烧蚀后试件相比,双脉冲发动机二次热冲击下烧蚀后试件的炭化层厚度减小约50%,总体孔隙率增大约13%;烧蚀表面致密层的致密程度也有所减小。双脉冲发动机工作时,EPDM绝热层的烧蚀性能在二次热冲击下发生较大变化,需在燃烧室内绝热层的设计过程中予以重视。 展开更多

关键词 双脉冲发动机 固体火箭发动机 燃烧室 绝热层 烧蚀 实验研究

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固冲发动机与飞航导弹一体化流场数值模拟 被引量：4

15

作者 牛楠 董新刚 +1 位作者 霍东兴 李璞 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第2期185-189,共5页

基于弹身/进气道/补燃室一体化流场数值模型,研究了导弹飞行姿态变化对整个流场结构及固冲发动机性能的影响。结果表明,在保持空燃比不变时,攻角的增大有效提高了发动机推力;大攻角25°时燃气受空气的冲击作用主要集中在补燃室上部... 基于弹身/进气道/补燃室一体化流场数值模型,研究了导弹飞行姿态变化对整个流场结构及固冲发动机性能的影响。结果表明,在保持空燃比不变时,攻角的增大有效提高了发动机推力;大攻角25°时燃气受空气的冲击作用主要集中在补燃室上部,和空气接触面积减小,二次燃烧效率降低;进气道裕度随攻角变化不大。侧滑角的增大使发动机推力和进气道裕度减小;侧滑角的存在,导致补燃室内流场结构不再对称分布,此时燃气和空气的掺混度减小,导致了二次燃烧效率降低。 展开更多

关键词 固冲发动机 一体化流场 补燃室 数值模拟

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补燃室结构对固冲发动机二次燃烧影响试验研究 被引量：4

16

作者 程吉明 李进贤 +3 位作者 钱程远 冯喜平 朱国强 杨玉新 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第5期645-649,共5页

为了研究含硼推进剂固冲发动机补燃室结构对二次燃烧点火特性和稳态燃烧性能的影响,选择头部距离、补燃室长度和空气入射角度作为结构设计参数,设计了模块化固冲发动机地面试验装置。基于正交试验原理安排试验方案,并开展地面直连试验... 为了研究含硼推进剂固冲发动机补燃室结构对二次燃烧点火特性和稳态燃烧性能的影响,选择头部距离、补燃室长度和空气入射角度作为结构设计参数,设计了模块化固冲发动机地面试验装置。基于正交试验原理安排试验方案,并开展地面直连试验。试验结果的极差分析表明,结构因素对二次燃烧点火延迟时间影响由强到弱依次为补燃室长度>空气入射角度>头部距离,对二次燃烧效率影响由强到弱依次为头部距离>补燃室长度>空气入射角度。方差分析表明,补燃室结构因素对点火延迟影响不显著,头部距离对二次燃烧效率影响作用较显著,其他因素对燃烧效率影响作用有限。 展开更多

关键词 固冲发动机 正交设计 补燃室结构 二次燃烧 点火延迟时间

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固体超燃冲压发动机燃烧模态转换研究 被引量：4

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作者 赵李北 夏智勋 +5 位作者 马立坤 陈斌斌 冯运超 李潮隆 杨鹏年 刘延东 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2023年第2期167-178,共12页

对固体超燃冲压发动机的模态转换现象和燃烧室工作特性开展了地面直连试验和数值模拟研究。试验在Ma=6,25 km的条件下实现燃烧模态由超燃转换为亚燃,再转换为超燃的动态变化。数值模拟获得了对应燃烧模态下发动机燃烧室的流场参数变化... 对固体超燃冲压发动机的模态转换现象和燃烧室工作特性开展了地面直连试验和数值模拟研究。试验在Ma=6,25 km的条件下实现燃烧模态由超燃转换为亚燃,再转换为超燃的动态变化。数值模拟获得了对应燃烧模态下发动机燃烧室的流场参数变化及工作特性。将隔离段出口马赫数作为燃烧模态判别准则,基于隔离段绝热假设计算出隔离段出口马赫数,实现发动机燃烧模态的实时判别,并通过数值模拟结果验证了该方法的可行性。试验结果表明,改变燃料喷注方式能够实现燃烧模态的变化,亚燃模态下的性能明显高于超燃模态。数值结果表明,发动机隔离段及燃烧室内激波强度和位置受到横向射流与燃烧释热的共同影响,且不同燃烧模态下影响激波的主要因素不同。发动机燃烧室工作在亚燃模态下的性能最佳,总压恢复系数为0.44,总燃烧效率为0.79。其中,亚燃模态下硼颗粒和碳颗粒的燃烧效率分别为0.78和0.65。 展开更多

关键词 固体超燃冲压发动机 双模态 燃烧模态 燃烧室

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固体火箭冲压发动机三维数值计算

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作者 张永芝 李卓 李海龙 《计算机仿真》 CSCD 北大核心 2009年第6期85-87,150,共4页

利用FLUENT中的概率密度函数非预混模型对固体火箭冲压发动机补燃室内的气相湍流燃烧进行数值模拟。主要目的是解决在固体火箭冲压发动机含镁铝推进剂的补燃室中,存在上百种中间及最终产物。复杂的反应机理使采用有限反应速率模型难以... 利用FLUENT中的概率密度函数非预混模型对固体火箭冲压发动机补燃室内的气相湍流燃烧进行数值模拟。主要目的是解决在固体火箭冲压发动机含镁铝推进剂的补燃室中,存在上百种中间及最终产物。复杂的反应机理使采用有限反应速率模型难以模拟补燃室中复杂的湍流燃烧的问题。模拟结果有助于提高对固体火箭冲压发动机补燃室内部流场流动的了解。模拟结果表明:补燃室内发生着复杂的三维化学反应流动,存在对掺混燃烧有重要影响的头部回流和轴向涡流。补燃室内温度分布与空气与燃气的掺混、燃烧及流动状态有密切关系。提高空燃比,可增强补燃室中燃气的回流和轴向涡流强度,加大掺混力度,提高燃烧效率。 展开更多

关键词 固体火箭冲压发动机 概率密度函数 补燃室 空燃比 燃烧效率 数值模拟

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固体火箭超燃冲压发动机燃烧室初步实验研究（英文） 被引量：21

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作者 Zhong LV Zhi-xun XIA +1 位作者 Bing LIU Li-ya HUANG 《Journal of Zhejiang University-Science A(Applied Physics & Engineering)》 SCIE EI CAS CSCD 2017年第2期106-112,共7页

目的:通过发动机直连式实验,验证燃气发生器产生的富燃燃气可以在超声速气流中二次燃烧,进而证明固体火箭超燃冲压发动机方案的可行性,并初步评估固体火箭超燃冲压发动机燃烧室的工作性能。创新点:1.提出固体火箭超燃冲压发动机构型方案... 目的:通过发动机直连式实验,验证燃气发生器产生的富燃燃气可以在超声速气流中二次燃烧,进而证明固体火箭超燃冲压发动机方案的可行性,并初步评估固体火箭超燃冲压发动机燃烧室的工作性能。创新点:1.提出固体火箭超燃冲压发动机构型方案,并开展固体火箭超燃冲压发动机燃烧室直连式实验研究;2.验证了固体火箭超燃冲压发动机构型可行;3.初步评估了固体火箭超燃冲压发动机燃烧室的工作性能。方法:1.通过直连式实验测定固体火箭超燃冲压发动机燃烧室的工作参数(图2、3和4);2.通过实验现象(图8)和数据处理,确定燃气发生器产生的富燃燃气可以在超声速燃烧室中燃烧,进而确定固体火箭超燃冲压发动机方案的可行性;3.初步确定发动机燃烧室的工作性能(公式(6)和(7))。结论:1.燃气发生器中产生的富燃燃气可以在超声速燃烧室中燃烧,固体火箭超燃冲压发动机构型方案可行;2.初步评估了固体火箭超燃冲压发动机燃烧室的工作性能,总压恢复系数约为0.6,燃烧效率约为90%;3.燃气发生器产生的部分一次燃气沉积于燃气发生器喉部,使燃气发生器的工作压力增加,进而引起富燃燃气质量流量的增加;4.燃烧室中的总压损失主要集中在富燃燃气入口处,总压损失主要由射流引起的激波和燃气二次燃烧引起。 展开更多

关键词 固体燃料 火箭超燃冲压发动机 双燃烧室 直连式实验

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气氧甲烷单喷嘴燃烧室壁面热流的测量和数值模拟 被引量：4

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作者 刘占一 刘计武 +2 位作者 汪广旭 石晓波 Haidn O J 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第5期1033-1040,共8页

为了研究气氧甲烷燃烧室的壁面热载荷,对一个包含同轴剪切喷嘴的燃烧室开展了热试研究,混合比2.647,室压2MPa。根据沿燃烧室轴向测得的壁面温度数据,利用逆向传热计算的方法获得了壁面热流分布。为了更好地分析实验结果,应用商业CFD软件... 为了研究气氧甲烷燃烧室的壁面热载荷,对一个包含同轴剪切喷嘴的燃烧室开展了热试研究,混合比2.647,室压2MPa。根据沿燃烧室轴向测得的壁面温度数据,利用逆向传热计算的方法获得了壁面热流分布。为了更好地分析实验结果,应用商业CFD软件ANSYS Fluent开展了相应的数值模拟研究,采用涡耗散概念模型模拟湍流燃烧过程。在进行分析之前对网格无关性进行了验证,比较了从数值模拟和实验获得的热流分布,结果表明所采取的模拟方法能够有效预测燃烧室壁面热流分布,最大热流值偏差17%,另外还从燃气温度场和流场结构方面分析了造成这种热流分布的原因。 展开更多

关键词 火箭燃烧室 壁面热流 数值模拟

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