几何结构可调的亚燃冲压发动机性能研究 被引量：11

1

作者 梁俊龙 吴宝元 李斌 《火箭推进》 CAS 2010年第2期1-4,19,共5页

液体亚燃冲压发动机结构简单、推重比高,是高动态临近空间飞行器的最佳动力装置,临近空间飞行器的飞行速度范围宽、距离远,亟需采用几何结构可调技术来提高冲压发动机的性能。本研究对具有固定、连续可调进气道和尾喷管的冲压发动机性... 液体亚燃冲压发动机结构简单、推重比高,是高动态临近空间飞行器的最佳动力装置,临近空间飞行器的飞行速度范围宽、距离远,亟需采用几何结构可调技术来提高冲压发动机的性能。本研究对具有固定、连续可调进气道和尾喷管的冲压发动机性能进行了计算和比较。结果表明,采用连续可调喷管的冲压发动机的性能大大优于固定几何结构的冲压发动机,进气道可调带来的冲压发动机性能增加远小于喷管连续可调带来的发动机性能增加。 展开更多

关键词 可调进气道 可调喷管 亚燃冲压发动机 性能

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液体亚燃冲压发动机性能分析研究 被引量：9

2

作者 梁俊龙 吴宝元 《火箭推进》 CAS 2011年第3期12-17,共6页

随着巡航导弹的作战空域和飞行速度的不断增大,对液体亚燃冲压发动机的性能要求越来越高,亟待对冲压发动机性能的影响因素进行分析研究。通过对液体亚燃冲压发动机的工作过程进行详细的分析研究,编制了冲压发动机性能计算软件,利用该软... 随着巡航导弹的作战空域和飞行速度的不断增大,对液体亚燃冲压发动机的性能要求越来越高,亟待对冲压发动机性能的影响因素进行分析研究。通过对液体亚燃冲压发动机的工作过程进行详细的分析研究,编制了冲压发动机性能计算软件,利用该软件分析冲压发动机的各个关键组合件,如进气道、燃烧室、尾喷管以及燃油供应系统等各个组合件的性能对冲压发动机的推力和比冲性能影响程度的大小,以抓住影响发动机性能的主要因素,确定对发动机性能影响最直接的关键组件。计算分析结果表明,对冲压发动机性能影响最直接的因素是可调喷管的冲量效率,对冲压发动机的性能影响也是最大的。此外,涡轮的取气量、燃烧室的燃烧效率对发动机性能的影响也较大。 展开更多

关键词 液体亚燃冲压发动机 进气道 燃烧室 尾喷管 性能

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亚燃冲压发动机燃烧室燃油浓度分布预测 被引量：5

3

作者 黄日鑫 谭永华 《火箭推进》 CAS 2008年第4期17-21,共5页

基于Fluent两相反应流场计算平台,采用涡耗散概念模型,对典型亚燃冲压发动机燃烧室的两相反应流场进行三维数值模拟计算。重点研究温度场影响下的燃油气相分布,计算给出气相燃油在火焰稳定装置前后以及内部的分布,得到燃油在亚燃冲压发... 基于Fluent两相反应流场计算平台,采用涡耗散概念模型,对典型亚燃冲压发动机燃烧室的两相反应流场进行三维数值模拟计算。重点研究温度场影响下的燃油气相分布,计算给出气相燃油在火焰稳定装置前后以及内部的分布,得到燃油在亚燃冲压发动机燃烧室内分布的一般规律。计算发现,稳定装置内部及近后方燃油分布较富,到达火焰峰以后,燃油浓度急剧下降。计算预测径向蒸发管后壁面与最外环蒸发管内的燃油富集,而中间环蒸发管燃油分布较贫,计算结果与燃烧试验结果一致。 展开更多

关键词 亚燃冲压发动机 燃烧室 燃油浓度 涡耗散概念模型

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冲压发动机燃烧室内低频燃烧不稳定试验 被引量：7

4

作者 谭建国 潘余 王振国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第2期188-190,共3页

在高空亚燃冲压发动机研究中,燃烧不稳定是一个突出问题。为解决30km,Ma=4亚燃冲压发动机直连式试验中所出现的低频燃烧不稳定问题,分析了燃烧室的声学特性,得出了燃烧不稳定的主要特征是燃烧放热与一阶纵向声振模态相耦合。采取在燃烧... 在高空亚燃冲压发动机研究中,燃烧不稳定是一个突出问题。为解决30km,Ma=4亚燃冲压发动机直连式试验中所出现的低频燃烧不稳定问题,分析了燃烧室的声学特性,得出了燃烧不稳定的主要特征是燃烧放热与一阶纵向声振模态相耦合。采取在燃烧室内增加后向台阶形成凹腔的方法,成功得到了较为稳定的燃烧。 展开更多

关键词 亚燃冲压发动机 燃烧不稳定 低压 声振

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液体冲压发动机燃油充填过程仿真研究 被引量：1

5

作者 吴宝元 王玉峰 胡宝文 《火箭推进》 CAS 2016年第5期1-5,共5页

为了研究液体冲压发动机在起动期间燃油的动态充填过程,利用AMESim仿真软件对冲压发动机燃油调节控制系统进行了建模仿真。建立了空气涡轮、离心泵、燃油调节器、燃油控制器、膜片阀及充填管路的仿真模型。基于该模型对冲压发动机点火... 为了研究液体冲压发动机在起动期间燃油的动态充填过程,利用AMESim仿真软件对冲压发动机燃油调节控制系统进行了建模仿真。建立了空气涡轮、离心泵、燃油调节器、燃油控制器、膜片阀及充填管路的仿真模型。基于该模型对冲压发动机点火起动时的燃油充填过程进行了仿真计算,分析了不同膜片阀破裂散差情况下冲压发动机充填过程的差异。结果表明,在给定涡轮入口压力条件下,当燃烧室各供油路膜片阀破裂散差过大时,会造成破裂压差大的膜片阀所在的管路无法实现可靠充填,从而影响发动机的点火起动过程和正常工作。 展开更多

关键词 亚燃冲压发动机 燃油调节系统 膜片阀 燃油充填过程 AMESIM

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冲压发动机转级技术研究现状与展望 被引量：3

6

作者 郭昆 唐海龙 +1 位作者 何勇攀 张坤 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第11期1624-1632,共9页

冲压发动机的转级技术是各类超声速、高超声速飞行器研制所面临的一类技术难题。为了系统性地研究冲压发动机转级技术的研究现状,总结了冲压发动机在转级过程气动方案设计、进气道流动分析、转级时序设计等方面所面临的关键技术问题,综... 冲压发动机的转级技术是各类超声速、高超声速飞行器研制所面临的一类技术难题。为了系统性地研究冲压发动机转级技术的研究现状,总结了冲压发动机在转级过程气动方案设计、进气道流动分析、转级时序设计等方面所面临的关键技术问题,综述了国内外研究进展情况,在此基础上指出了当前在超燃冲压发动机转级技术研究、转级过程数值仿真、地面试验等方面存在的不足,对后续研究工作进行了展望。 展开更多

关键词 转级技术 亚燃冲压发动机 超燃冲压发动机 研究现状

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旋流组合稳焰的宽范围亚燃冲压燃烧室性能研究

7

作者 刘瑶 谭建国 +2 位作者 张冬冬 蒯子函 刘易明 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第9期83-93,共11页

拓宽冲压发动机的稳定工作范围对于发展组合循环发动机技术意义重大。为兼顾火焰稳定和总压恢复性能,在亚燃冲压燃烧室中提出局部旋流组合稳焰方式。在燃烧室入口前加装2个总阻塞比仅为9.6%的旋流器,与突扩结构共同作为火焰稳定装置。在... 拓宽冲压发动机的稳定工作范围对于发展组合循环发动机技术意义重大。为兼顾火焰稳定和总压恢复性能,在亚燃冲压燃烧室中提出局部旋流组合稳焰方式。在燃烧室入口前加装2个总阻塞比仅为9.6%的旋流器,与突扩结构共同作为火焰稳定装置。在Ma1.5和Ma3的来流条件下,对不同的煤油喷注方式、点火位置、喉部面积和运行当量比对燃烧室特性的影响进行了实验研究。结果表明,相较于无旋流器时,旋流稳焰以1%左右的总压损失为代价,Ma1.5时使得点火边界下降了64.7%,联焰边界下降了14.8%,成功下拓了亚燃冲压燃烧室的点火和火焰稳定范围。旋流器单独供油还能使得点火当量比进一步下拓至0.13,下降幅度达到74.5%。对于点火边界来说,受煤油穿透和分布影响,单外喷优于单内喷,点火位置对单内喷的点火有一定影响,而喉部面积对点火影响不大。对于联焰边界来说,单内喷和单外喷很难实现联焰;内外都喷时,随着当量比增加,火焰实现联焰且长度明显增大。对于燃烧效率而言,单外喷燃烧效率最高,随当量比的增加燃烧效率呈下降趋势,而Ma=3时,来流总温的升高使得燃烧效率提高至η> 0.87。 展开更多

关键词 亚燃冲压发动机 旋流 火焰稳定 宽范围 点火边界

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吸气式冲压发动机多点优化设计

8

作者 王青 郭金雷 谷良贤 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第6期780-784,共5页

为满足高超声速飞行器宽速域范围内发动机高性能工作要求,基于实验设计方法和代理模型,建立了吸气式冲压发动机的多点优化设计方法,获得了宽速域范围内性能均较好的发动机最优构型。以推力系数、升力系数和力矩系数为优化目标,以某型高... 为满足高超声速飞行器宽速域范围内发动机高性能工作要求,基于实验设计方法和代理模型,建立了吸气式冲压发动机的多点优化设计方法,获得了宽速域范围内性能均较好的发动机最优构型。以推力系数、升力系数和力矩系数为优化目标,以某型高超声速飞行器为对象,选取三个典型状态点进行了冲压发动机的多点优化设计研究,得到了最优构型方案,并将多点最优构型和传统单点最优构型在宽速域范围内的性能进行了对比分析。分析结果显示,多点优化设计方法得到的最优构型在大部分飞行状态下都具有较好的性能,即多点优化设计方法在宽速域范围内确实能够提高冲压发动机性能,证实了该方法的有效性和优势。 展开更多

关键词 多点优化 宽速域范围 亚燃冲压发动机 超燃冲压发动机

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小偏差分析法在冲压发动机直连模拟试验中的应用 被引量：2

9

作者 李小平 鲍福廷 葛李虎 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第5期557-561,共5页

依据某给定几何尺寸亚燃冲压发动机的结构和性能参数,通过简化冲压发动机数学模型,理论推导了发动机直连试验模拟参数与推力之间的关系。针对其典型试验状态和工作特性,采用小偏差分析法计算了不同模拟参数及其组合对发动机推力和空气... 依据某给定几何尺寸亚燃冲压发动机的结构和性能参数,通过简化冲压发动机数学模型,理论推导了发动机直连试验模拟参数与推力之间的关系。针对其典型试验状态和工作特性,采用小偏差分析法计算了不同模拟参数及其组合对发动机推力和空气流量的影响结果。在此基础上,重点分析了不同模拟参数对发动机调节、高度和速度特性的影响规律,说明了模拟方法的合理性。该分析方法对固体冲压和液体冲压发动机地面直连试验性能评估具有一定指导意义。 展开更多

关键词 亚燃冲压发动机 直连试验 小偏差分析 模拟技术

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水平起降Ma4高速飞机用涡轮冲压组合发动机研制关键技术难点解析及对策研究 被引量：1

10

作者 王奉明 朱俊强 +1 位作者 陈博 徐纲 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第10期2303-2312,共10页

水平起降Ma4高速飞机是目前研究的热点,涡轮冲压组合发动机是其可行动力形式之一,但历经50多年发展,Ma3.5以上涡轮冲压组合动力目前仍然停留在地面试验阶段,为了探明限制涡轮冲压组合发动机从技术研究转入工程研制的关键因素,本文设计... 水平起降Ma4高速飞机是目前研究的热点,涡轮冲压组合发动机是其可行动力形式之一,但历经50多年发展,Ma3.5以上涡轮冲压组合动力目前仍然停留在地面试验阶段,为了探明限制涡轮冲压组合发动机从技术研究转入工程研制的关键因素,本文设计了一个配装两台涡轮-亚燃冲压组合发动机、最高飞行速度为Ma4左右的水平起降高速飞机模型,设定了飞行任务剖面,计算出了整个飞行过程中飞机对发动机的推力需求,并对比现有航空发动机技术能力,分析出了阻碍涡轮冲压组合发动机向工程应用迈进的三大核心要素:飞机高空高速爬升阶段发动机存在一个巨大的"推力缺口",现有发动机推重比不够高导致飞机有效载荷和航程受到极大限制,发动机长时间高Ma数飞行导致可靠性和寿命低。据此针对性提出了技术研究措施建议。 展开更多

关键词 涡轮-亚燃冲压组合发动机 水平起降Ma4高速飞机 推力缺口 任务剖面优化

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第四届冲压发动机技术交流会征文通知

11

《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第2期160-160,共1页

从1913年法国工程师RenéLorin提出冲压发动机概念到2013年,将是整整一百年。从亚燃冲压发动机到超燃冲压发动机,从液体燃料冲压发动机到固体火箭冲压发动机以及相关的组合发动机,冲压发动机已走过了百年征程。为纪念冲压发动机问... 从1913年法国工程师RenéLorin提出冲压发动机概念到2013年,将是整整一百年。从亚燃冲压发动机到超燃冲压发动机,从液体燃料冲压发动机到固体火箭冲压发动机以及相关的组合发动机,冲压发动机已走过了百年征程。为纪念冲压发动机问世百年,推动我国冲压发动机技术的发展,增强技术合作与交流,拟于2013年9月召开第四届冲压发动机技术交流会。此次会议由中国航天科工集团科技委主办,由中国航天科工集团三十一研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室、《推进技术》编辑部联合承办,会议主题为＂冲压发动机百年纪念＂。 展开更多

关键词 超燃冲压发动机 技术交流会 征文通知 中国航天科工集团 固体火箭冲压发动机 亚燃冲压发动机 发动机技术 组合发动机

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亚燃燃烧室稳态工作过程数值研究 被引量：7

12

作者 黄日鑫 谭永华 《火箭推进》 CAS 2009年第2期18-24,共7页

采用Fluent流场计算软件,对液体亚燃冲压发动机燃烧室的稳态工作过程,包括点火前的冷流场与点火后的两相反应流场进行数值模拟研究。首先,通过二维计算,对比研究两种不同阻塞比燃烧室方案的冷流损失特性与回流区特性,进行方案初选。随后... 采用Fluent流场计算软件,对液体亚燃冲压发动机燃烧室的稳态工作过程,包括点火前的冷流场与点火后的两相反应流场进行数值模拟研究。首先,通过二维计算,对比研究两种不同阻塞比燃烧室方案的冷流损失特性与回流区特性,进行方案初选。随后,对选型后方案进行两相反应流场计算,研究燃烧室热态工作过程的温度场、燃油分布与燃烧效率的一般规律,比较并选择适合的燃油供应方案;最后,对燃烧室进行三维详细结构的建模并计算。计算结果很好地揭示了燃烧室内的流动和燃烧过程,与试验数据吻合较好。 展开更多

关键词 亚燃冲压发动机 燃烧室 工作过程 数值模拟

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二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度研究 被引量：1

13

作者 王震宇 谢文忠 袁世杰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期38-53,共16页

为了研究内收缩比和来流马赫数对二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度的影响规律及失稳机制,采用二维非定常仿真方法研究了内收缩比(ICR)为1.04~1.25的进气道在来流马赫数Ma0为2.4的条件下,以及内收缩比为1.08的进气道在来流马赫数为2... 为了研究内收缩比和来流马赫数对二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度的影响规律及失稳机制,采用二维非定常仿真方法研究了内收缩比(ICR)为1.04~1.25的进气道在来流马赫数Ma0为2.4的条件下,以及内收缩比为1.08的进气道在来流马赫数为2.2~2.8条件下,其由稳态向失稳状态转变的过程。研究结果表明:(1)当Ma0=2.4时,在1.04≤ICR≤1.12内,随着ICR增加,亚临界稳定裕度ζ减小;1.16≤ICR≤1.25内,随着ICR增加,亚临界稳定裕度增大。(2)在内收缩比为1.08的条件下,马赫数变化引起的分离激波角和分离包再附压升两个关键因素变化共同主宰着进气道亚临界稳定裕度的变化趋势。(3)总体上,根据稳定亚临界初始状态的三相点无量纲高度?b是否大于1可将进气道的亚临界稳定裕度变化情形分为两类,当?b<1时,ζ随着?b的增加而减小;当?b> 1时,ζ随着?b的增加而增加。 展开更多

关键词 亚燃冲压发动机 超声速混压式进气道 内收缩比 来流马赫数 稳定裕度 三相点

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大梯度混合层流场特性及能量传递规律研究

14

作者 杨一丁 张净玉 +1 位作者 刘鸣 何小民 《南京航空航天大学学报(自然科学版)》 北大核心 2025年第2期337-348,共12页

针对内置小流量火箭燃气助燃的亚燃冲压发动机(Rocket⁃assisted ramjet engine,RARE)中,大梯度混合层流场特性及能量传递规律,开展了火箭侧马赫数(1.2~2.0)、总温比(2~4)等来流参数对混合层无量纲厚度变化、动能和热能传递规律的数值仿... 针对内置小流量火箭燃气助燃的亚燃冲压发动机(Rocket⁃assisted ramjet engine,RARE)中,大梯度混合层流场特性及能量传递规律,开展了火箭侧马赫数(1.2~2.0)、总温比(2~4)等来流参数对混合层无量纲厚度变化、动能和热能传递规律的数值仿真研究。研究结果表明,在流体混合50 mm后混合层内达到自相似模态,总温比变化对混合层无量纲增长率影响更明显;两侧流体动能交换主要发生在混合层内,而热量可以从未掺混火箭侧经过混合层,传递到未掺混冲压侧。助燃火箭向冲压燃烧室的热量传递大小主要取决于两侧总温比,总温比从2增加到4,冲压侧的静焓增长量提高近4倍。 展开更多

关键词 火箭基组合循环 亚燃冲压发动机 超/亚声速混合层 剪切层 能量传递

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某型蒸发式稳定器气动及燃烧特性研究 被引量：5

15

作者 丁兆波 金捷 《火箭推进》 CAS 2013年第3期27-31,共5页

为解决亚燃冲压发动机在高速低温来流条件下的可靠点火、火焰稳定和高效燃烧问题,对某型蒸发式火焰稳定器分别进行了冷态流场和燃烧流场的数值研究,并与常规V型火焰稳定器进行了对比分析。研究结果表明:在给定范围内,蒸发式稳定器随来... 为解决亚燃冲压发动机在高速低温来流条件下的可靠点火、火焰稳定和高效燃烧问题,对某型蒸发式火焰稳定器分别进行了冷态流场和燃烧流场的数值研究,并与常规V型火焰稳定器进行了对比分析。研究结果表明:在给定范围内,蒸发式稳定器随来流速度的增大,总压恢复系数和停留时间明显减小,回流区长度、回流率和燃烧效率变化不大;与相同槽宽的常规V型火焰稳定器相比,回流率明显减小,总压恢复系数、回流区长度和停留时间略有减小。蒸发式稳定器后部形成明显的回流区,且基本上不受外部主流流动的干扰,通过单独控制稳定器局部供油,可以使稳定器在最佳油气比下工作,有利于在高速来流条件下可靠工作。 展开更多

关键词 亚燃冲压发动机 蒸发式稳定器 V型稳定器 气动特性 燃烧特性

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高速气流场燃油雾化液滴分布数值研究 被引量：3

16

作者 马天举 栾希亭 洪流 《火箭推进》 CAS 2009年第3期21-25,共5页

针对亚燃冲压发动机燃烧室内部流动特点,结合二元稳定器试验台高速气流场燃油雾化特性试验,建立试验件三维模型并对其喷雾两相流动进行数值模拟。主要研究了来流马赫数以及喷嘴条件变化时燃油雾化液滴与油气比的分布。分析认为,来流马... 针对亚燃冲压发动机燃烧室内部流动特点,结合二元稳定器试验台高速气流场燃油雾化特性试验,建立试验件三维模型并对其喷雾两相流动进行数值模拟。主要研究了来流马赫数以及喷嘴条件变化时燃油雾化液滴与油气比的分布。分析认为,来流马赫数的增加使得雾化特征角缩小,可同时改善燃油蒸发并获得更加均匀的油气比分布。随着供油压力的提高,离心式与直流式喷嘴雾化特征角均增大,但供油压力不是影响直流喷嘴雾化锥角的主要因素。计算结果与试验结果对比定性符合良好,定量误差范围可以接受,验证了计算模型与计算方法的正确性,所得到的结果可应用于工程设计。 展开更多

关键词 亚燃冲压发动机 燃油雾化 燃料分布 雾化角 数值模拟

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超声速巡航导弹轴对称进气道型面优化设计 被引量：1

17

作者 杨铁成 谷良贤 龚春林 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2011年第2期10-14,共5页

针对超声速轴对称式进气道进行型面优化设计。以最大总压恢复系数为目标函数,进行锥体斜激波系的优化设计,迭代计算出超声速段锥体斜激波系的最佳优化配置;按照一维绝热、无粘假设进行超声速混压式进气道的起动设计;在亚声速扩压器优化... 针对超声速轴对称式进气道进行型面优化设计。以最大总压恢复系数为目标函数,进行锥体斜激波系的优化设计,迭代计算出超声速段锥体斜激波系的最佳优化配置;按照一维绝热、无粘假设进行超声速混压式进气道的起动设计;在亚声速扩压器优化设计中采用多模块等面积扩压规律,有效地避免喉道后扩张-收缩结构的出现,改善高马赫数下的气流分离特性。这种优化方法可为大空域、宽马赫数工作的超声速进气道设计提供参考。 展开更多

关键词 吸气式推进系统 亚燃冲压发动机 超声速进气道 数值模拟

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超声速混压式进气道起动与质量吸除耦合设计

18

作者 孔晓俊 杨铁成 +1 位作者 谷良贤 龚春林 《科学技术与工程》 2011年第18期4282-4285,共4页

结合质量吸除方案,对超声速混压式进气道进行了起动耦合型面设计,并采用CFD数值模拟对进气道的总体性能进行了对比分析。研究结果表明该方案具有以下优点:1)可以提高进气道的总体性能;2)可以解决低马赫数下超声速混压式进气道的起动问题... 结合质量吸除方案,对超声速混压式进气道进行了起动耦合型面设计,并采用CFD数值模拟对进气道的总体性能进行了对比分析。研究结果表明该方案具有以下优点:1)可以提高进气道的总体性能;2)可以解决低马赫数下超声速混压式进气道的起动问题;3)可以改善高马赫数下进气道的气流分离特性。为大空域、宽马赫数工作的超声速进气道的设计提供参考。 展开更多

关键词 吸气式推进系统 亚燃冲压发动机 超声速进气道 质量吸除 数值模拟

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