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固体火箭超燃冲压发动机凝相产物特性研究
1
作者 杨鹏年 夏智勋 +3 位作者 马立坤 刘宇尘 赵李北 屈影 《推进技术》 北大核心 2025年第5期196-204,共9页
为揭示固体火箭超燃冲压发动机中凝相产物的空间分布特性,本文提出了一种模块化的地面直连试验装置,用以实现超声速燃烧室内沿程凝相产物的有效收集。通过运用X射线衍射(XRD)、扫描电子显微镜(SEM)和电子衍射能谱(EDS)等技术,对收集到... 为揭示固体火箭超燃冲压发动机中凝相产物的空间分布特性,本文提出了一种模块化的地面直连试验装置,用以实现超声速燃烧室内沿程凝相产物的有效收集。通过运用X射线衍射(XRD)、扫描电子显微镜(SEM)和电子衍射能谱(EDS)等技术,对收集到的凝相产物进行了物相组成、形貌特征和元素组成的空间分布特性分析。结果显示:(1)含硼贫氧推进剂一次燃烧产物中的凝相组分主要包括B,C,NH_(4)Cl,KCl,BN,B_(4)C,B_(2)O_(3),H_(3)BO_(3),Al_(2)O_(3),而在超声速燃烧室中,凝相组分主要为B,C,BN,B_(4)C,B_(2)O_(3),Al_(2)O_(3);(2)喉部凝相产物主要由微米级的块状物和百纳米级的颗粒物组成,其中硼和碳元素的质量分数分别为44.78%和52.48%;(3)在燃烧室内,凝相产物始终包含块状物和颗粒物,前置凹腔处的凝相产物表面形成了孔洞结构,后置凹腔处的凝相产物中团聚体粒径显著增加,出口处的凝相产物则呈现玻璃态特征;(4)凝相产物中,硼和碳元素(以及氧元素)的质量分数在喉部至前置凹腔区域迅速降低(增加),与喉部相比,前置凹腔处的凝相产物中硼和碳元素(以及氧元素)的质量分数降低(增加)至0.57/0.36(61.9)倍。这些发现强调了增加燃烧室内高温高压区域或延长含能凝相物质在高温高压区域中的停留时间,对于提升含硼贫氧推进剂燃烧效率的重要性。 展开更多
关键词 固体火箭超燃冲压发动机 凝相产物 模块化试验装置 产物分析 空间分布
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基于正交试验的固体火箭超燃冲压发动机优化设计
2
作者 冯滢 付文娟 +3 位作者 胡振坤 唐勇 赵马杰 石保禄 《兵工学报》 北大核心 2025年第9期171-183,共13页
为研究固体火箭超燃冲压发动机中硼颗粒点火和燃烧特性以及补燃室结构对发动机燃烧性能的影响,编写表征硼颗粒点火和燃烧过程的用户自定义程序,分析超燃冲压发动机中凝相颗粒的燃烧释能动态特征。基于正交设计试验方法,分别从颗粒特征... 为研究固体火箭超燃冲压发动机中硼颗粒点火和燃烧特性以及补燃室结构对发动机燃烧性能的影响,编写表征硼颗粒点火和燃烧过程的用户自定义程序,分析超燃冲压发动机中凝相颗粒的燃烧释能动态特征。基于正交设计试验方法,分别从颗粒特征参数和发动机结构角度出发,分析硼颗粒粒径、燃气入射角和凹腔深度以及两两之间交互作用对发动机燃烧效率的影响规律。研究结果表明:通过极差和方差分析,各因素对发动机燃烧效率影响大小排序为硼颗粒粒径>粒径与燃气入射角度的交互作用>燃气入射角>凹腔深度>燃气入射角和凹腔深度的交互作用>粒径与凹腔深度的交互作用,最终确定的最优组合燃烧效率达77.01%;硼颗粒粒径对于固体火箭冲压发动机燃烧效率具有高度显著影响,粒径与燃气入射角的交互作用的影响不容忽视。 展开更多
关键词 固体火箭超燃冲压发动机 硼颗粒 正交设计 交互作用 燃烧效率
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固体火箭超燃冲压发动机点火燃烧过程实验研究 被引量：3
3
作者 陈端毓 田维平 +2 位作者 董新刚 黄礼铿 张璞 《推进技术》 EI CSCD 北大核心 2024年第1期144-152,共9页
为解决硼基贫氧燃料固体火箭超燃冲压发动机补燃室内硼颗粒超声速点火燃烧难题,设计制造了在超声速燃气射流掺混区域开设观察窗的点火燃烧过程试验样机,开展了含硼贫氧固体燃料的超声速点火试验。试验模拟了26 km,Ma5.9的飞行工况并通... 为解决硼基贫氧燃料固体火箭超燃冲压发动机补燃室内硼颗粒超声速点火燃烧难题,设计制造了在超声速燃气射流掺混区域开设观察窗的点火燃烧过程试验样机,开展了含硼贫氧固体燃料的超声速点火试验。试验模拟了26 km,Ma5.9的飞行工况并通过高速摄像获得了点火燃烧过程的火焰形态。试验结果表明:掺混增强装置可以显著改善补燃室内存在的分层流动和一次燃气气固两相分离的现象,为硼颗粒提供良好的点火条件从而提升其附近硼颗粒的点火燃烧性能。通过合理设计掺混增强装置位置,将硼颗粒在一次燃气喷注口附近的高温点火区点燃比在补燃室中段点燃具有更高的燃烧效率,本文设计的燃烧组织结构在试验中实现了硼贫氧固体燃料0.812的燃烧效率。 展开更多
关键词 固体火箭超燃冲压发动机 含硼贫氧燃料 掺混增强装置 燃烧性能 补燃室
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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
4
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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带凹腔火焰稳定器的固体火箭超燃冲压发动机燃烧室试验研究 被引量：20
5
作者 马立坤 李潮隆 +1 位作者 夏智勋 赵翔 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第2期319-326,共8页
以含硼贫氧固体推进剂为燃料,对带凹腔火焰稳定器的固体火箭超燃冲压发动机燃烧室构型首次开展了地面直连试验研究。试验模拟了23km,5.5Ma的飞行工况,通过测量压强、推力和流量等参数,得出了燃烧室性能。试验结果表明:一次富燃燃气在燃... 以含硼贫氧固体推进剂为燃料,对带凹腔火焰稳定器的固体火箭超燃冲压发动机燃烧室构型首次开展了地面直连试验研究。试验模拟了23km,5.5Ma的飞行工况,通过测量压强、推力和流量等参数,得出了燃烧室性能。试验结果表明:一次富燃燃气在燃气发生器喉部沉积导致燃气流量持续提高,试验过程中当量比由0.44逐渐增加至0.54;本文所研究的凹腔稳焰结构提高了富燃燃气中气相可燃组分的燃烧效率,但对于凝相颗粒燃烧的促进效果不明显;试验工况下发动机总燃烧效率约48%,高空比冲约为423s,高于文献中所报道的中心支板喷射稳焰的固体火箭超燃冲压发动机试验比冲性能。 展开更多
关键词 固体火箭超燃冲压发动机 凹腔 燃气发生器 含硼贫氧固体推进剂 燃烧室性能
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燃气喷射方式对固体火箭超燃冲压发动机性能的影响 被引量：10
6
作者 刘仔 陈林泉 +1 位作者 褚佑彪 李伟 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第6期710-714,共5页
利用数值模拟方法研究了不同喷孔参数对固体火箭超燃冲压发动机补燃室性能的影响。采用基于密度的二阶迎风格式对补燃室掺混燃烧过程进行模拟,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。计算结果表明,喷孔数量、喷射角度... 利用数值模拟方法研究了不同喷孔参数对固体火箭超燃冲压发动机补燃室性能的影响。采用基于密度的二阶迎风格式对补燃室掺混燃烧过程进行模拟,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。计算结果表明,喷孔数量、喷射角度θ以及喷孔分布半径r对补燃室的掺混燃烧性能均存在明显影响;其中,喷射角度θ对补燃室掺混燃烧性能的影响最大;存在最佳的喷孔数量使得燃烧效率最大;随着喷射角度θ与喷孔的分布半径r的增加,燃烧效率逐渐增加,但总压恢复系数逐渐减小。 展开更多
关键词 固体火箭超燃冲压发动机 喷孔数量 喷射角度 喷孔分布半径
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固体火箭超燃冲压发动机地面直连试验 被引量：12
7
作者 赵翔 夏智勋 +1 位作者 马立坤 吕仲 《航空兵器》 北大核心 2018年第4期57-61,共5页
针对采用碳氢固体推进剂的固体火箭超燃冲压发动机开展了地面直连试验。介绍了试验系统,测量了推力、压力、温度和质量流量等参数,分析了试验结果,得到燃烧室的性能。燃烧室总压损失为74.1%,燃烧效率为84.0%,推力增益为0.718 k N,推力... 针对采用碳氢固体推进剂的固体火箭超燃冲压发动机开展了地面直连试验。介绍了试验系统,测量了推力、压力、温度和质量流量等参数,分析了试验结果,得到燃烧室的性能。燃烧室总压损失为74.1%,燃烧效率为84.0%,推力增益为0.718 k N,推力增益比冲为3 726.9N·s/kg。 展开更多
关键词 固体火箭超燃冲压发动机 地面直连试验 比冲 碳氢固体推进剂 燃烧室性能
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空燃比对固体火箭超燃冲压发动机性能的影响 被引量：5
8
作者 刘仔 陈林泉 吴秋 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2017年第6期93-95,101,共4页
为了研究空燃比对固体火箭超燃冲压发动机补燃室性能的影响,文中对不同空燃比下补燃室掺混燃烧流场进行了模拟。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... 为了研究空燃比对固体火箭超燃冲压发动机补燃室性能的影响,文中对不同空燃比下补燃室掺混燃烧流场进行了模拟。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,化学反应速率随着空燃比的增加而增大;燃烧效率与总压恢复系数随着空燃比的增大而增大;补燃室推力与比冲也随着空燃比的增大而增大。空燃比的选择原则是保证导弹武器的推阻比最佳。 展开更多
关键词 固体火箭超燃冲压发动机 空燃比 补燃室性能 SST k-ω模型 涡团耗散模型
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固体火箭超燃冲压发动机硼基贫氧推进剂配方优选试验研究 被引量：5
9
作者 黄礼铿 魏和平 +3 位作者 张先瑞 杨玉新 田凌寒 张强 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2022年第1期97-102,共6页
针对固体火箭超燃冲压发动机中高焓多相超音速燃烧组织难题,通过改进含硼固体贫氧推进剂配方,为硼颗粒的点火燃烧提供良好的微环境,以进一步缩短硼颗粒的点火延迟时间,开展了三种推进剂配方的直连试验研究。试验结果表明,在5~10μm粒径... 针对固体火箭超燃冲压发动机中高焓多相超音速燃烧组织难题,通过改进含硼固体贫氧推进剂配方,为硼颗粒的点火燃烧提供良好的微环境,以进一步缩短硼颗粒的点火延迟时间,开展了三种推进剂配方的直连试验研究。试验结果表明,在5~10μm粒径的基础上,进一步降低硼颗粒粒径至1~2μm,使颗粒的随流性增强,并使得掺混均匀度降低,抵消了硼颗粒粒径减小带来的燃烧性能优化作用;提高一次燃烧效率,使得一次燃气温度提升,硼颗粒的点火燃烧微环境得到改善,显著提高了一次燃气的超音速补燃效率。在试验工况下,硼颗粒的燃烧效率由基础配方的61.2%提高至83%,计算得到的发动机名义比冲由6016 N·s/kg提高至7996 N·s/kg,使其超音速燃烧性能得到了显著提高。 展开更多
关键词 固体火箭超燃冲压发动机 直连试验 含硼固体贫氧推进剂
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固体火箭超燃冲压发动机燃烧特性分析 被引量：7
10
作者 刘仔 陈林泉 吴秋 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2017年第4期84-87,共4页
文中利用数值模拟研究了不同来流条件下固体火箭超燃冲压发动机的燃烧特性。采用基于密度的二阶迎风格式对发动机内流场进行模拟,湍流模型与燃烧模型分别采用SST k-ω模型与涡团耗散模型。结果表明,随来流马赫数的增大,火焰温度与最大... 文中利用数值模拟研究了不同来流条件下固体火箭超燃冲压发动机的燃烧特性。采用基于密度的二阶迎风格式对发动机内流场进行模拟,湍流模型与燃烧模型分别采用SST k-ω模型与涡团耗散模型。结果表明,随来流马赫数的增大,火焰温度与最大化学反应速率均增大;燃烧效率随来流马赫数的增大而减小,且燃烧效率低于50%;燃烧效率的减小导致补燃室的推力与比冲下降。随来流马赫数的变化,应适当调节富燃燃气流量,以保证发动机的燃烧性能。 展开更多
关键词 数值模拟 固体火箭超燃冲压发动机 补燃室 燃烧效率
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固体火箭超燃冲压发动机性能数值模拟研究 被引量：19
11
作者 李轩 马利锋 +2 位作者 赵永涛 杨玉新 董新刚 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2014年第1期104-107,161,共5页
针对固体火箭超燃冲压发动机,设计了多级小角度扩张的超燃冲压发动机燃烧室结构,采用凹腔和扰流装置两种混合增强及火焰稳定方式,通过包含简化动力学的数值模拟方法,研究了不同构型燃烧室掺混燃烧性能。结果表明,燃烧室扩张角度对燃烧... 针对固体火箭超燃冲压发动机,设计了多级小角度扩张的超燃冲压发动机燃烧室结构,采用凹腔和扰流装置两种混合增强及火焰稳定方式,通过包含简化动力学的数值模拟方法,研究了不同构型燃烧室掺混燃烧性能。结果表明,燃烧室扩张角度对燃烧效率的提高有影响,但作用效果有限;凹腔结构虽然促进了燃烧反应的进行,有利于提高燃烧效率,同时也带来了较大的内部阻力;扰流装置较大的提高了一次燃气与来流空气间的掺混度,对于燃烧效率的提高意义明显。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 固体火箭 数值仿真 掺混度
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固体火箭超燃冲压发动机燃烧试验研究 被引量：13
12
作者 黄礼铿 胡广军 +2 位作者 胡豹 田凌寒 杨玉新 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第5期549-553,共5页
针对采用含硼固体贫氧推进剂的固体火箭超燃冲压发动机中凝相颗粒超音速燃烧组织难题,建立了模块化燃烧性能试验平台,超音速燃烧室入口马赫数为2.65,入口有一后向台阶,高温富燃燃气从后向台阶后喷注进入燃烧室,通过开展不同一次燃气喷... 针对采用含硼固体贫氧推进剂的固体火箭超燃冲压发动机中凝相颗粒超音速燃烧组织难题,建立了模块化燃烧性能试验平台,超音速燃烧室入口马赫数为2.65,入口有一后向台阶,高温富燃燃气从后向台阶后喷注进入燃烧室,通过开展不同一次燃气喷注位置、喷注结构等参数下的地面直连试验研究,获得了不同燃气喷注位置和燃气喷注参数对掺混燃烧的影响规律。试验结果表明,采用含硼固体贫氧推进剂的固体火箭超燃冲压发动机实现了可靠稳定燃烧,通过增大后向台阶形成的掺混燃烧回流区和提高燃气掺混均匀度,可提高发动机掺混燃烧性能,最优试验工况下,燃烧室总压损失为72.7%,燃烧效率为0.793,燃烧室推力增益为459 N,计算得到的发动机比冲为7301 N·s/kg。 展开更多
关键词 固体火箭超燃冲压发动机 地面直连试验 含硼固体贫氧推进剂 燃烧组织
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飞行高度对头部进气固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能的影响 被引量：2
13
作者 刘仔 李叙华 +1 位作者 王立武 陈林泉 《弹箭与制导学报》 北大核心 2022年第5期98-101,共4页
基于头部进气固体火箭超燃冲压发动机工作特点,以高度25 km、飞行速度Ma 6作为设计状态,对头部进气固体火箭超燃冲压发动机各部件进行了初步设计。采用数值模拟方法,研究了不同飞行高度下头部进气固体火箭超燃冲压发动机补燃室燃烧性能... 基于头部进气固体火箭超燃冲压发动机工作特点,以高度25 km、飞行速度Ma 6作为设计状态,对头部进气固体火箭超燃冲压发动机各部件进行了初步设计。采用数值模拟方法,研究了不同飞行高度下头部进气固体火箭超燃冲压发动机补燃室燃烧性能的变化规律。研究结果表明,随着飞行高度的增大,化学反应速率整体降低,燃烧效率逐渐下降,引起补燃室推力及比冲增益减小。 展开更多
关键词 头部进气 固体火箭超燃冲压发动机 数值模拟 燃烧性能
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固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响因素研究 被引量：12
14
作者 朱韶华 梁磊 +2 位作者 秦飞 魏祥庚 叶进颖 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第3期638-646,共9页
为了获得以飞行马赫数5.5巡航工作的固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响因素,开展了地面直连试验和数值模拟研究。利用数值手段研究了固体燃气喷注方式、扰流装置的形式以及燃烧室扩张比等因素对燃烧室性能的影响规律,获得了高燃烧效率... 为了获得以飞行马赫数5.5巡航工作的固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响因素,开展了地面直连试验和数值模拟研究。利用数值手段研究了固体燃气喷注方式、扰流装置的形式以及燃烧室扩张比等因素对燃烧室性能的影响规律,获得了高燃烧效率(≥90%)的壁面垂直喷注式发动机燃烧室构型。研究表明:(1)壁面垂直喷注方式能增强富燃燃气与空气的掺混效果,颗粒相的燃烧效率较中心支板式双火箭燃烧室构型提高了25%。(2)对比不同级数的扰流装置对发动机性能影响,同时考虑扰流装置热防护问题和发动机结构复杂程度,双级扰流装置的扰流形式增强效果较优,颗粒相的燃烧效率较单级扰流装置的燃烧室构型方案提高了26%。(3)对比不同燃烧室扩张比对发动机性能影响,扩张比为1.6的燃烧室构型方案颗粒相的燃烧效率为95%。综上所述,通过优化得到了壁面垂直喷注方式、双级扰流装置以及燃烧室扩张比为1.6的高燃烧效率的发动机燃烧室构型。 展开更多
关键词 固体火箭 超燃冲压发动机 燃烧性能 扰流装置 颗粒相
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燃气喷射角度对含硼固体火箭超燃冲压发动机补燃室燃烧效率的影响 被引量：9
15
作者 凌江 徐义华 +1 位作者 孙海俊 冯喜平 《火箭推进》 CAS 2022年第1期69-75,89,共8页
固体火箭燃气超燃冲压发动机具有高比冲、结构简单、流量易调节等优点,然而在超音速空气流的补燃室中,如何让燃料更好地与空气掺混,增加颗粒停留时间,在较短时间内释放出更多的燃烧焓成为目前研究的重点。采用Realiazble k-ε湍流模型,... 固体火箭燃气超燃冲压发动机具有高比冲、结构简单、流量易调节等优点,然而在超音速空气流的补燃室中,如何让燃料更好地与空气掺混,增加颗粒停留时间,在较短时间内释放出更多的燃烧焓成为目前研究的重点。采用Realiazble k-ε湍流模型,单步涡团耗散模型,在King的硼颗粒点火燃烧模型的基础上考虑了硼颗粒在高速气流当中的气动剥离效应,利用龙格-库塔算法迭代计算硼颗粒点火燃烧过程,对燃气进气方向与轴向夹角从45°~180°的10种进气方式下的补燃室进行了三维两相燃烧流动计算,分析了各种进气角下的燃气燃烧效率、硼颗粒燃烧效率以及总燃烧效率。结果表明:当一次燃气喷射角度与轴向夹角逐渐增加时,燃气与颗粒燃烧效率逐渐增加,并在180°时燃烧效率和比冲为最高。 展开更多
关键词 航天推进系统 硼粉 固体火箭 超燃冲压 两相流二次燃烧
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喷孔结构对头部进气固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能的影响 被引量：4
16
作者 刘仔 李叙华 +1 位作者 王立武 陈林泉 《弹箭与制导学报》 北大核心 2022年第4期47-50,56,共5页
为提升头部进气固体火箭超燃冲压发动机的燃烧性能,采用数值模拟方法研究了富燃燃气喷孔结构形式对发动机燃烧性能的影响。研究结果表明相比传统的圆形截面喷孔结构,采用椭圆截面喷孔结构条件下富燃燃气与空气的掺混更加充分,化学反应... 为提升头部进气固体火箭超燃冲压发动机的燃烧性能,采用数值模拟方法研究了富燃燃气喷孔结构形式对发动机燃烧性能的影响。研究结果表明相比传统的圆形截面喷孔结构,采用椭圆截面喷孔结构条件下富燃燃气与空气的掺混更加充分,化学反应速率更高,具有更高的推力及比冲增益。随着椭圆截面喷孔长半轴与短半轴比值的增大,补燃室燃烧性能更加优异,建议工程上采用椭圆截面喷孔。 展开更多
关键词 固体火箭 超燃冲压发动机 喷孔结构 燃烧性能
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固体火箭冲压发动机无喷管助推器药柱结构完整性分析
17
作者 刘强 史林 +1 位作者 那旭东 隗镔 《固体火箭技术》 北大核心 2025年第5期672-679,共8页
无喷管助推器药柱结构完整性分析是整体式固体火箭冲压发动机研制的重要一环。为研究无喷管药柱在温度和压力载荷作用下的力学响应,采用三维线性黏弹性有限元模型,对某型号固体火箭冲压发动机无喷管助推器药柱在0℃环境下进行结构完整... 无喷管助推器药柱结构完整性分析是整体式固体火箭冲压发动机研制的重要一环。为研究无喷管药柱在温度和压力载荷作用下的力学响应,采用三维线性黏弹性有限元模型,对某型号固体火箭冲压发动机无喷管助推器药柱在0℃环境下进行结构完整性分析,并通过CT检测和点火试验验证了仿真结果。结果表明:在温度载荷作用下,三维模型比二维模型计算结果更加准确,药柱头部无需设计应力释放结构就能满足药柱结构完整性的要求;药柱Mises应力在高低燃速界面产生间断;药柱最危险区域位于低燃速药柱内表面;内压载荷作用下,药柱尾端面出现被挤出的现象,最危险区域位于低燃速药柱与背面绝热层凸台连接处;温度和压力联合载荷作用下,最危险区域位于高燃速药柱内表面。该研究结果可为其他型号无喷管发动机的设计提供一定的参考价值。 展开更多
关键词 固体火箭冲压发动机 有限元 无喷管 药柱结构完整性
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固体火箭冲压发动机气固两相掺混燃烧过程评价方法
18
作者 黄利亚 薛鸿涵 +2 位作者 张家瑞 孟梁 杨和 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第6期1-10,共10页
为了合理地评价固体火箭冲压发动机补燃室内一次燃气/空气掺混燃烧过程,提出一种基于颗粒质量浓度的固体火箭冲压发动机掺混燃烧过程评价方法。建立发动机数值模拟方法并通过了地面试验验证;针对不同工况条件下补燃室掺混燃烧过程,通过... 为了合理地评价固体火箭冲压发动机补燃室内一次燃气/空气掺混燃烧过程,提出一种基于颗粒质量浓度的固体火箭冲压发动机掺混燃烧过程评价方法。建立发动机数值模拟方法并通过了地面试验验证;针对不同工况条件下补燃室掺混燃烧过程,通过数值模拟,分析对比了不同定义方式掺混度与燃烧效率的变化趋势。结果表明,提出的颗粒掺混度与颗粒燃烧效率二者间显示出最大程度的相关性,不同工况下的平均最大信息系数达到了0.9163。一次燃气/空气掺混与燃烧过程体现以下相关性规律:颗粒燃烧效率随颗粒掺混度的增大而增加,当颗粒掺混度超过一定阈值后,颗粒燃烧效率保持相对稳定。最后通过试验验证了该规律。 展开更多
关键词 颗粒掺混度 气固两相 掺混燃烧 固体火箭冲压发动机 燃烧效率
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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 被引量：8
19
作者 刘洋 高勇刚 +2 位作者 余晓京 霍东兴 杨玉新 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第4期403-413,共11页
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... 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。 展开更多
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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固体火箭燃气超燃冲压发动机燃烧组织技术研究 被引量：14
20
作者 高勇刚 刘洋 +2 位作者 余晓京 霍东兴 杨玉新 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期140-150,共11页
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... 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。 展开更多
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
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