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支板火箭构型对引射进气与主次流相互作用特性影响实验研究

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推进技术 2024年第12期45卷 115-131页

作者：罗飞腾姚达豪李新珂渠镇铭陈文娟龙垚松华中科技大学航空航天学院湖北武汉430074

一次火箭射流与二次空气流之间的主次流相互作用是火箭基组合循环(RBCC)发动机引射模态工作过程的主导机制,对引射模态性能具有关键性影响。基于典型支板火箭RBCC发动机特征流道模型,进行了三种不同支板火箭构型的宽工况冷喷流引射试验... 详细信息

一次火箭射流与二次空气流之间的主次流相互作用是火箭基组合循环(RBCC)发动机引射模态工作过程的主导机制,对引射模态性能具有关键性影响。基于典型支板火箭RBCC发动机特征流道模型,进行了三种不同支板火箭构型的宽工况冷喷流引射试验,获得了引射进气特性、主次流相互作用特性与规律。研究结果表明:随着一次流流量、总压比增加,二次流引射进气马赫数逐渐增大,流量逐渐增加至某一最大值,而引射比持续单调减小;无量纲分析显示,单矩形喷管的支板火箭构型相对于双圆形喷管构型具有更强的引射能力,在相同一次流流量与喷管喉道面积时能提高10%~40%的流量通量比,且支板尾缘带波瓣凹槽结构有利于提升引射能力。从主次流内流过程来看,随着一次流流量、总压比增加,内流道压力分布整体上逐渐降低,马赫数分布逐渐提高,反映出内流加速降压、引射进气流量增加的过程,同时下游的引射增压比呈增大趋势,以更大的总压损失为代价;相同一次流流量时,单矩形喷管构型相对于双圆形喷管引起的内流道压力更低、马赫数更高,实现基本相当的引射比时总压恢复系数相对更高。随着主次流总压比的增加,主次流的速度比和对流马赫数呈现减小的趋势,而压比和密度比则有所增加;双圆形喷管构型时速度比和对流马赫数明显高于单矩形喷管构型,而压比和密度比则相对更低;这些参数梯度变化在初始状态层面上决定了主次流相互作用的过程及其宏观特性。

关键词：火箭基组合循环发动机主次流相互作用引射模态支板火箭实验研究

轴对称结构支板火箭超燃冲压发动机性能模拟分析

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轴对称结构支板火箭超燃冲压发动机性能模拟分析

RBCC发动机超燃/火箭模式流场数值模拟研究

第三届高超声速科技学术会议

作者：秦飞何国强刘佩进李鹏飞西北工业大学燃烧、流动与热结构国家级重点实验室

为了提高大尺度超燃冲压发动机的掺混燃烧和火焰稳定性能,本文提出了以支板火箭实现点火和火焰稳定、并结合小支板和凹腔作为混合增强的轴对称超燃冲压发动机结构。通过包含多步简化动力学的数值模拟方法研究了不同支板、凹腔和燃料喷... 详细信息

为了提高大尺度超燃冲压发动机的掺混燃烧和火焰稳定性能,本文提出了以支板火箭实现点火和火焰稳定、并结合小支板和凹腔作为混合增强的轴对称超燃冲压发动机结构。通过包含多步简化动力学的数值模拟方法研究了不同支板、凹腔和燃料喷注方案下的发动机性能。结果表明:支板火箭的高温富燃燃气可以作为可靠的点火源;隔离段中心主支板能够有效地提高燃料与空气的掺混度;燃烧室中的多组小支板和凹腔能够进一步增强燃料的掺混和燃烧效率。这种利用支板火箭与小支板、凹腔相结合的方式,能够保证燃料在较短的距离内实现高效燃烧,可以为未来开展大尺度超燃冲压发动机燃烧技术的研究奠定基础。

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

来源： cnki会议评论

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cnki会议

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推进技术 2013年第12期34卷 1643-1649页

作者：汤祥何国强秦飞西北工业大学燃烧热结构与内流场重点实验室陕西西安710072

针对进排气系统与燃烧室匹配工作的中心支板式火箭基组合动力循环(RBCC)发动机,通过数值模拟研究了RBCC发动机在低动压、高速高空域飞行条件下以超燃/火箭模式工作时的燃烧流场特征,并分析了支板火箭喷管出口流量的变化对燃烧流场的影... 详细信息

针对进排气系统与燃烧室匹配工作的中心支板式火箭基组合动力循环(RBCC)发动机,通过数值模拟研究了RBCC发动机在低动压、高速高空域飞行条件下以超燃/火箭模式工作时的燃烧流场特征,并分析了支板火箭喷管出口流量的变化对燃烧流场的影响。结果表明:在超燃/火箭模式下,支板火箭工作能促进燃料与空气的掺混燃烧,实现发动机稳定工作,同时可提升发动机的推力性能;随着支板火箭流量的增加,发动机产生的总推力逐渐增大,总推力与火箭流量大小近似成正比;随着火箭流量的增加,燃烧室中的流动状态向以超声速流动占主导地位发展,进气道的抗反压能力得到提升。

关键词：火箭基组合动力循环超燃火箭支板火箭流量数值模拟

固体火箭燃气超燃冲压发动机燃烧组织技术研究

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推进技术 2019年第1期40卷 140-150页

作者：高勇刚刘洋余晓京霍东兴杨玉新西北工业大学燃烧流动和热结构国家级重点实验室陕西西安710072 西北工业大学动力与能源学院陕西西安710072 西安航天动力技术研究所陕西西安710025

为了研究一次火箭室压、一次燃烧产物组分、不同燃烧室构型对于固体火箭燃气超燃冲压发动机性能的影响,采用全流道一体化数值模拟的计算方法,研究了纯气相一次燃烧产物的火箭室压、不同碳颗粒比例的一次燃烧产物、40%的碳颗粒含量的一... 详细信息

为了研究一次火箭室压、一次燃烧产物组分、不同燃烧室构型对于固体火箭燃气超燃冲压发动机性能的影响,采用全流道一体化数值模拟的计算方法,研究了纯气相一次燃烧产物的火箭室压、不同碳颗粒比例的一次燃烧产物、40%的碳颗粒含量的一次燃烧组分下分流道以及波瓣结构两种混合增强方式三种因素对于中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机补燃室流动燃烧以及发动机性能的影响。结果表明:一次火箭室压增大的同时,由于一次火箭喷管面积比相应地随之增大,一次火箭喷管出口射流的平均压强并未增加,避免了壅塞现象的产生,同时随着一次火箭室压的增加,发动机的推力以及比冲均呈上升趋势;碳颗粒的含量越少,发动机的性能越高,发动机的性能对于推进剂的要求较高;两种混合增强方式对于补燃效率的提高意义明显,合理设计混合增强装置有助于发动机性能的提高。

关键词：固体火箭超燃冲压发动机支板火箭碳颗粒燃烧增强掺混燃烧效率数值模拟

固体火箭燃气超燃冲压发动机概念分析(Ⅰ)——全流道一体化设计

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固体火箭技术 2018年第4期41卷 403-413页

作者：刘洋高勇刚余晓京霍东兴杨玉新西北工业大学燃烧流动和热结构国家级重点实验室西安710072 西北工业大学动力与能源学院西安710072 中国航天科技集团公司四院四十一所西安710025

针对中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机,从大气模型、进气道、燃烧室及尾喷管四个模块出发完成了其一体化流道设计。针对所设计的发动机设计点及非设计点,采用全流道一体化数值模拟的方法对发动机设计的合理性进行了验证。研究结果... 详细信息

针对中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机,从大气模型、进气道、燃烧室及尾喷管四个模块出发完成了其一体化流道设计。针对所设计的发动机设计点及非设计点,采用全流道一体化数值模拟的方法对发动机设计的合理性进行了验证。研究结果表明,发动机设计点及非设计点进气道均已启动,燃烧室及后体工作状态良好,验证了发动机设计的合理性;碳颗粒的燃烧效率限制了发动机整体的燃烧效率水平及发动机性能,发动机设计点整体的燃烧效率为49%,比冲仅有3674.61 m/s,提升碳颗粒的燃烧效率作为固体火箭燃气超燃冲压发动机性能提升的关键点;由于燃烧室长度可能较短,构型较为简单,这对于发动机的一体化设计是不利的,如果能合理布置燃烧室构型,则对固体火箭燃气超燃冲压发动机的二次补燃效率及发动机性能的提升有所帮助。

关键词：固体火箭燃气超燃冲压发动机一体化设计支板火箭数值模拟

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轴对称结构RBCC发动机超燃模态性能分析

固体火箭技术 2011年第6期34卷 728-733页

作者：李鹏飞何国强秦飞刘佩进潘科玮西北工业大学燃烧热结构与内流场重点实验室西安710072

为了改善RBCC发动机超燃模态的性能,设计了轴对称结构燃烧室结合小支板组进行燃料喷注的发动机构型。通过煤油的3步简化动力学模型,对不同燃料喷注方式下的发动机性能进行计算分析。结果表明,基于本设计的发动机,让支板火箭工作于小流... 详细信息

为了改善RBCC发动机超燃模态的性能,设计了轴对称结构燃烧室结合小支板组进行燃料喷注的发动机构型。通过煤油的3步简化动力学模型,对不同燃料喷注方式下的发动机性能进行计算分析。结果表明,基于本设计的发动机,让支板火箭工作于小流量富燃状态,可实现超燃模态的可靠点火和稳定燃烧;采用一级支板结合二级壁喷的燃料喷注方式,可获得相对最优的性能;随着燃料当量比的增加,燃烧室压强和推力增加,但燃烧效率降低,比冲也随之下降;在低马赫数条件下,发动机可实现正常工作,但燃烧效率将有所下降。计算结果可为未来RBCC发动机的结构设计和燃烧组织提供参考数据。

关键词： RBCC 超燃模态支板火箭喷注方式数值模拟

RBCC燃烧室超声速反应混合层特性的大涡模拟

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宇航学报 2015年第8期36卷 940-946页

作者：魏祥庚曹东刚秦飞吴继平西北工业大学燃烧热结构与内流场重点实验室西安710072 国防科学技术大学高超声速冲压发动机技术重点实验室长沙410073

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... 详细信息

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。

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