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.     

基于变量化设计技术的整体式固冲发动机一体化设计系统

将变量化设计技术应用到整体式固体火箭冲压发动机一体化方案设计中。利用变量化约束将设计过程与几何造型过程进行有机结合,在VC.NET 2003平台下自主研发了一套固体火箭冲压发动机一体化设计系统。该软件包括进气道设计、燃气发生器设计、助推补燃室设计、发动机性能计算和飞行弹道计算,为整体式固体火箭冲压发动机方案设计提供一套方便快捷的工具。     

混压式超声速进气道喉道长度的设计与数值研究

为了提高定几何混压式超声速进气道的性能,对冲压发动机轴对称混压式超声速进气道进行了研究,并重点研究了喉道长度的设计及激波附面层干扰对进气道性能的影响.数值计算结果表明:在进气道总长度一定的条件下,喉道长度小于激波链长度的设计对进气道的总性能更有利.在计算马赫数分别为3.5和4.0的条件下,将喉道长高比为3.75和10.0的进气道相比,其总压恢复系数分别增加了6.15%和5.04%;对于长度一定的进气道,喉道越长,则扩张段越短,达到同样扩张比的扩张角就越大.因此,对于设计马赫数为4.0的进气道,取喉道长高比为3.75时,进气道的总压恢复系数最高,抗反压能力也较强,该结果可为定几何混压式超声速进气道的设计提供参考.     

固体火箭冲压发动机一体化燃烧特性数值分析

为研究固体火箭冲压发动机性能,采用计算流体力学方法对包含进气道及补燃室的一体化燃烧流场进行数值分析,研究可燃燃气进口条件、飞行攻角以及进气道与补燃室过渡连接方案对补燃室掺混燃烧的影响。研究结果表明：燃气流量为0.08Kg/s时,燃气射流出现偏移,补燃室两侧壁面温度相差较大,燃气流量为0.3Kg/s时,燃气偏移现象基本消失;随着燃气流量增大,发动机推力增加;攻角增大使得进气道流量系数增大,强化空气与燃气混合燃烧效果,并最终提升发动机推力。进气道与补燃室的过渡连接方式影响进气角度,本课题通过改变过渡连接方式将进气角度从50°增加至90°后,燃气流量为0.3Kg/s时,发动机推力提高10%,但会导致补燃室总压损失增大,发动机比冲降低2%。     

涡轮增压固体火箭冲压发动机（TSPR）性能研究

涡轮增压固体火箭冲压发动机(Turbocharged Solid Propellant Ramjet,TSPR)是将固体燃气发生器驱动ATR与冲压发动机相结合的新型发动机循环,是加力ATR的特有形式。建立TSPR热力分析模型,分析了关键部件参数对发动机性能的影响规律。在发动机部件约束条件下对比ATR和TSPR的工作包线以及比冲、比推力性能,确定了TSPR在工作范围和能量特性的优势,提出了TSPR三个应用领域。对比四种不同加力推进剂的TSPR性能,获得了TSPR不同工作要求的加力推进剂的优选标准。     

M4超声速进气道起动特性研究

针对亚燃冲压发动机进气道的起动问题进行了研究,提出了影响该问题的关键因素为设计状态内压缩段进口马赫数M2,d和喉道马赫数Mt,d。通过对一系列二元超声速定几何进气道的流动进行一维流路分析和CFD数值模拟分析,总结了不同M2,d和Mt,d对进气道起动特性的影响规律。     

鱼雷水冲压发动机发展浅析

本文介绍了水冲压发动机的基本原理，论述了非壅塞式和燃气发生器式两种典型的发动机形式和原理，并对水冲压发动机的关键技术进行了探讨，最后本文分析了水冲压发动机的发展优势，水冲压发动机是热动力鱼雷发展的方向之一。     

涡轮基组合循环发动机进气道设计

采用等激波强度的方法,考虑进气道的气动性能和进气道前体斜板的调节规律。对高超声速涡轮基组合循环发动机的二维混压式几何可调进气道的设计进行了探索。控制进气道喉部出口马赫数的大小,给出了三斜板内外混合压缩进气道设计点的几何尺寸和非设计点的斜板调节规律。运用二维CFD数值计算手段,通过求解欧拉方程,对所设计进气道在不同飞行条件下的流场进行了计算。计算表明,设计的进气道结构简单,附加阻力小,总压恢复系数高,低速起动性能好,调节规律容易实现。     

N2O4参数变化对液体火箭发动机工作性能的影响研究

利用液体火箭发动机稳态工作模型分析了长期贮存条件下四氧化二氮（N2O4）推进剂参数变化对发动机工作性能的影响。建立了发动机燃烧室和燃气发生器燃烧热力计算模型以及其它组件的工作模型,结合最小二乘优化与迭代计算的方法,实现了对采用参数变化的N2O4推进剂的发动机全系统稳态工作过程进行数值仿真。结果表明,N2O4中硝酸含量的增加以及流阻系数的增加都会使发动机整体性能降低;发动机参数变化基本与氧化剂化学组分变化量呈线性关系,硝酸含量每增加1%,比冲和推力分别减少0.036%和0.054%;流阻系数增加时系统会通过调节燃气发生器混合比使发动机推力、比冲等整体参数的变化幅度小于各组件性能参数的变化幅度。这为更加合理制定推进剂技术规格提供了依据。     

N_2O_4参数变化对液体火箭发动机工作性能的影响

利用液体火箭发动机稳态工作模型分析了长期贮存条件下四氧化二氮(N_2O_4)推进剂参数变化对发动机工作性能的影响。建立了发动机燃烧室和燃气发生器燃烧热力计算模型以及其他组件的工作模型,结合最小二乘优化与迭代计算的方法,实现了对采用参数变化的N_2O_4推进剂的发动机全系统稳态工作过程进行数值仿真。结果表明,N_2O_4中硝酸含量的增加以及流阻系数的增加都会使发动机整体性能降低;发动机参数变化基本与氧化剂化学组分变化量呈线性关系,硝酸含量每增加1%,比冲和推力分别减少0.036%和0.054%;流阻系数增加时系统会通过调节燃气发生器混合比使发动机推力、比冲等整体参数的变化幅度小于各组件性能参数的变化幅度。这为更加合理制定推进剂技术规格提供了依据。