固冲发动机补燃室凝相碳颗粒燃烧研究

应用改进的移动火焰锋面(MFF)模型,分析了环境压力、温度等参数对碳颗粒燃烧过程的影响。在此基础上,研究了固冲发动机补燃室内碳颗粒的燃烧过程,得到了固冲补燃室环境中的碳颗粒燃烧特性,并通过固冲直连式试验验证了数值模拟结果。结果表明:补燃室中大部分碳颗粒在进气道出口附近燃烧。     

固冲补燃室团聚硼颗粒燃烧试验

研究团聚硼颗粒在补燃室中的点火燃烧对提高固冲发动机性能具有重要意义。通过试验模拟固冲发动机工作过程的方法,开展了补燃室流场条件下的团聚硼颗粒点火燃烧试验。结合高速火焰图像处理技术和流场参数测量结果,对试验中团聚硼颗粒的点火燃烧状态、火焰结构以及颗粒尺寸变化等进行了分析,获得了补燃室燃气温度和氧气含量等因素对团聚硼颗粒点火燃烧过程的影响机制。对燃烧残渣进行了分析,发现燃烧前后颗粒尺寸变化不大,燃烧过程中高温气流可能进入了颗粒内部并与硼颗粒发生反应。     

水燃比对水冲压发动机性能影响数值模拟与试验研究

为了研究水燃比对二次进水水冲压发动机比冲性能的影响规律,建立了发动机补燃室两相反应模型,对镁基水冲压发动机进行了数值模拟,获得了发动机比冲、喷管出口温度及出口速度随水燃比变化趋势,在此基础上进行了水冲压发动机地面直连式试验研究.结果表明,存在最佳水燃比使二次进水水冲压发动机比冲性能较优.     

进气道角度对含硼推进剂固冲发动机性能的影响

为了提高含硼推进剂固体火箭冲压发动机内硼颗粒的燃烧效率,采用颗粒轨道模型进行了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,在该模型下研究了进气道的位置对非壅塞固体火箭冲压发动机燃烧效率的影响,并在此基础上进行直连式试验研究.结果表明,后进气道角度为60°时的燃烧效率比90°时高.     

固冲发动机进气道工作过程干扰因素

分析了固冲发动机进气道、补燃室、尾喷管一体化流场中,在不同干扰因素下的进气道工作过程,研究了进气道出口燃气压力在时间上和空间上的突变以及尾喷管喉径的突变对进气道内部流动过程的影响,得到了不同干扰因素下的进气道工作特性.结果表明:进气道出口燃气压力在时间上的突变容易引起进气道出口燃气反压分布不均;进气道内流场对压力空间突...     

带有中心预燃室的冲压发动机数值模拟研究

为提高低压条件下燃烧室点火和火焰稳定性能,设计了一种中心预燃室结构的冲压发动机。运用数值模拟方法对简化燃烧室内部的喷雾燃烧流场进行了分析。结果表明:随着燃烧室工作阶段的不同,预燃室尾部收缩段对内外涵气流相互作用的影响存在差异;由于局部压差的增大,预燃室取气口将出现局部加速效应;预燃室内流动过程受下游燃烧的影响。     

固体燃料冲压发动机两种内旁路构型燃烧性能数值分析

使用数值模拟方法对比分析了环型通道与齿轮型通道两种内旁路构型的燃烧性能,固体燃料为丁羟,燃烧采用总包反应,反应速率由涡团耗散模型计算.研究发现,环型通道在补燃室头部产生突扩回流区,仍为扩散燃烧;齿轮型通道在补燃室头部产生对称的涡结构,能够增强未燃烧燃料与旁路空气的掺混效果,且总压损失与环型相当,综合燃烧性能较好.     

高海拔下柴油机燃用含氧燃料的试验研究

为解决高海拔地区因缺氧和燃料燃烧不完全造成的发动机动力下降和燃油消耗率增加的问题,将生物柴油以不同体积分数(5%,10%)掺混到柴油中进行发动机台架试验。通过控制发动机进气压力模拟高海拔条件下含氧燃料的燃烧,考察平原和海拔3 000 m地区不同掺混比例的含氧燃料对发动机性能的影响。结果表明:在平原燃用含氧燃料,发动机功率较燃用纯柴油有所降低,且降幅随生物柴油添加量的增加而增大,同时燃油消耗率上升;在海拔3 000 m地区燃用含氧燃料,发动机功率较燃用纯柴油有所增加,且燃油消耗率下降;不管是在平原还是在海拔3 000 m地区,燃用含氧燃料均能够显著降低HC、CO和碳烟排放,但NOx排放有所增加。     

不同海拔富氧进气柴油机富氧经济性分析

建立了高海拔条件下柴油发动机富氧进气燃烧排气氧气体积分数与进气氧气体积分数关系的模型,对海拔2 000,3 000和4000m处不同转速时发动机富氧进气的燃烧状况和富氧经济性进行研究.结果表明:模型预测结果与试验结果吻合较好,当发动机正常进气过量空气系数α＜1.2时,富氧进气改善发动机燃烧状况的效果明显.发动机富氧进气...     

预燃室内气氢气氧射流燃烧过程数值分析

建立了液体火箭发动机预燃室内气氢气氧射流燃烧过程的数学模型,包括燃烧过程控制守恒方程、湍流流动方程和湍流燃烧模型,以及求解控制方程所需的辅助关系式;给出了模拟射流燃烧过程的数值方法。对于给定的预燃室结构型式和尺寸,研究了喷嘴构型和氧的喷射方式对化学反应流场和燃烧性能的影响规律。结果表明,喷嘴构型和氧的喷射方式对流动过程和燃烧性能都有影响,且喷嘴结构的影响较为明显。     

数值模拟气/气喷嘴速度比对燃烧性能的影响

为研究应用于全流量补燃循环发动机的不同气/气喷嘴得到的燃烧流场,通过求解NavierStokes方程组,对不同燃料与氧化剂速度比下的流动燃烧过程进行了数值计算,计算结果与实验结果吻合。仿真结果表明:增加速度比能使燃烧火焰面提前,燃烧效率变大。如果发动机的长度受到限制,可以适当增加速度比以实现高效燃烧。     

嵌银丝贫氧推进剂燃烧特性

采用试验发动机法 ,对嵌银丝铝镁贫氧推进剂的燃烧特性进行了研究 ,得到了低压下嵌银丝铝镁贫氧推进剂的燃烧规律 ,研究了银丝直径和贫氧推进剂配方对嵌银丝发动机燃速的影响。结果表明 ,嵌银丝贫氧推进剂的燃烧过程由初始工作段、稳定工作段和结束段组成 ;采用较粗的银丝 (0 3mm和0 4mm)可以显著提高贫氧推进剂的燃速 ;提高贫氧推进剂的基础燃速也是提高嵌银丝贫氧推进剂燃速的有效方法之一。     

引入名义模型的固冲发动机流量反演滑模控制北大核心

为了有效的抑制固冲发动机燃气流量调节伺服系统随机干扰对控制系统的不利影响,设计了一种针对名义模型的反演控制器,固冲发动机流量调节伺服控制系统的不确定部分通过滑模控制器来补偿,将反演控制方法与滑模控制方法相结合,可实现固冲发动机流量调节伺服系统的鲁棒控制。使用Matlab的Simulink对固冲发动机流量调节伺服系统进行建模仿真并与传统PID控制方法进行比较,仿真结果表明基于名义模型的固冲发动机反演滑模控制系统具有较好的给定适应性和抗干扰性,控制效果优于常规PID控制方法,为提高固冲发动机流量调节控制系统的动态性能奠定基础。     

引入名义模型的固冲发动机流量反演滑模控制

为了有效的抑制固冲发动机燃气流量调节伺服系统随机干扰对控制系统的不利影响,设计了一种针对名义模型的反演控制器,固冲发动机流量调节伺服控制系统的不确定部分通过滑模控制器来补偿,将反演控制方法与滑模控制方法相结合,可实现固冲发动机流量调节伺服系统的鲁棒控制。使用Matlab的Simulink对固冲发动机流量调节伺服系统进行建模仿真并与传统PID控制方法进行比较,仿真结果表明基于名义模型的固冲发动机反演滑模控制系统具有较好的给定适应性和抗干扰性,控制效果优于常规PID控制方法,为提高固冲发动机流量调节控制系统的动态性能奠定基础。     

液氧/煤油推进剂液体火箭发动机循环动力平衡分析

本文对以液氧/煤油为推进剂的发生器循环和分级燃烧循环方案进行了分析,求出了各种循环方案的最大室压,给出了室压、推力、燃烧室混合比和喷管出口直径对发动机比冲和系统平衡参数的影响,并探讨了平衡参数对效率、涡轮压比和发生器(或预燃室)混合比等设许参数变化的敏感性     

基于环形燃烧室结构的燃气发生器设计与仿真北大核心

为有效解决高能化学激光器压力恢复系统无法实现小型化及机动性能等问题,提出了以高温气源替代常温空气作为引射气源的方案,并设计了一种基于航空发动机环形燃烧室结构的空气/酒精燃气发生器。采用CFD计算软件开展了燃气发生器的流场仿真计算,获取了燃气发生器冷态及燃烧工况下的速度、压力与温度场,并将部分仿真计算结果与理论计算及试验值进行了对比。研究表明:燃气发生器设计合理,扩压器及二股腔道转接处无气流分离,帽罩处无溢流现象;主燃区回流区明显,且尺度适中,有利于组织燃烧,并有效指导了高能电火装置的位置布局;空气流量配比合理,主燃孔及掺混孔的射流深度满足燃烧及掺混要求;燃烧室总压恢复系数达到96.7%,燃烧效率实现98.4%,实现了高效燃烧;此外,相同工况下的理论计算值及试验结果验证了数值计算方法的合理可行性。     

我国重型火箭发动机研制获新进展

<正>近期,服务于重型运载火箭的大推力补燃循环氢氧发动机关键技术攻关已取得积极进展。该型发动机的研制可填补我国氢氧发动机型谱和技术空白,对诸多基础学科和工业领域有巨大的牵引带动作用。在航天领域,运载火箭的"心脏"—发动机的水平,是决定火箭能力的重要因素。未来我国重型运载火箭二级拟采用补燃循环氢氧发动机。     

外界环境和二次燃烧对喷管射流影响研究

为了研究外界环境变化以及二次燃烧现象对固体火箭发动机喷管射流流场结构的影响,采用四阶Runge-Kutta时间推进法及三阶MUSCL空间离散格式,建立了二维轴对称固体火箭发动机喷管燃气射流数值模型。在与文献结果对比验证的基础上,分析了不同海拔高度与马赫数以及二次燃烧现象对固体火箭发动机喷管自由射流结构的影响,获得了燃气射流马赫数场、温度场、组分云图分布以及轴线温度变化曲线。数值结果表明:随着海拔高度的升高,射流对外界的扰动区域变大,最大马赫数升高;随着外界气流马赫数的增加,燃气射流波节数减少,对外界环境的作用范围减小;另外,二次燃烧的发生会使得射流核心区域温度显著增加,激波与喷管轴线的交点位置向后推移。     

非壅塞固体火箭冲压发动机及其贫氧推进剂

研究了非壅塞固体火箭冲压发动机的工作特性。研制出了能量高、燃速高、燃速压强指数高、低压燃烧性能好的铝镁贫氧推进剂配方。采用连管式试验与数值分析相结合的方法 ,对非壅塞固体火箭冲压发动机性能进行了系统的研究     

发动机干扰物质的研制

对可能作为爆燃和压燃型发动机燃烧改变剂和润滑降解剂的各种化学品进行了评价。有几种材料对燃烧和点火表现出极好的干扰作用。所实验的化合物中没有一个表现出显著的润滑干扰性能,对高膨胀水性泡沫作为分散发动机干扰化学品介质的可行性进行了研究,发现丙烷可以和水性泡沫混溶,并且使用这个体系进行了发动机干扰和干扰剂分散的可行性论证。