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用小支板及凹腔组合提高火箭冲压组合发动机的燃烧性能 被引量：10
1
作者 潘科玮 何国强 +2 位作者 秦飞 刘佩进 汤祥 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期216-220,共5页
为了研究RBCC亚燃模态的高效稳定燃烧,对小支板及凹腔结合的火焰稳定及燃烧组织方式进行多次试验研究,结果表明,凹腔与支板的火焰稳定及燃烧组织方式能有效地改善燃料的燃烧性能,提升燃烧室压强,凹腔与支板相对位置对燃烧的放热位置及... 为了研究RBCC亚燃模态的高效稳定燃烧,对小支板及凹腔结合的火焰稳定及燃烧组织方式进行多次试验研究,结果表明,凹腔与支板的火焰稳定及燃烧组织方式能有效地改善燃料的燃烧性能,提升燃烧室压强,凹腔与支板相对位置对燃烧的放热位置及燃烧性能也有影响。为了进一步研究燃烧流场内部参数变化,选取其中一种试验工况进行数值模拟,结果表明,在RBCC混合燃烧模式中,采用支板与凹腔组合的火焰组织及稳定方式,能够在较短距离实现煤油的高效燃烧,获得较好的燃烧性能,并且可以从中发现热力喉道的形成与凹腔的后斜壁收缩有关联,在实现稳定高效燃烧的条件下,获得直扩的双模态燃烧室内较为稳定的热力喉道。 展开更多
关键词 支板 亚燃模态 煤油 热力喉道 数值仿真 试验研究
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基于放热分布的RBCC热力喉道研究 被引量：6
2
作者 王亚军 李江 +2 位作者 何国强 秦飞 汤祥 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第4期662-668,共7页
为了更清楚地认识RBCC亚燃模态热力喉道生成机理与规律,通过三维数值模拟,研究了不同燃料喷注位置、凹腔位置、当量比以及火箭流量等影响RBCC燃烧室流道内放热分布的因素,分析了不同放热分布对于热力喉道生成的影响。研究结果表明在放... 为了更清楚地认识RBCC亚燃模态热力喉道生成机理与规律,通过三维数值模拟,研究了不同燃料喷注位置、凹腔位置、当量比以及火箭流量等影响RBCC燃烧室流道内放热分布的因素,分析了不同放热分布对于热力喉道生成的影响。研究结果表明在放热量足够形成热力喉道的前提下,放热分布相比放热量对热力喉道生成位置的影响更大,并且热力喉道不会形成于主放热区内,提高掺混、增加燃料当量比等使放热量增大的方法会伴随30%~50%的主放热区间长度的增加,对于热力喉道生成位置的影响能力有限。对于RBCC燃烧室,调节火箭流量是一种更有效也更容易实现热力喉道位置宽范围调节的方法,调节范围可以达到燃烧室长度的24%。 展开更多
关键词 火箭基组合循环 热力喉道 主放热区 数值模拟
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基于直扩流道构型的RBCC发动机亚燃模态高效燃烧组织研究 被引量：5
3
作者 何国强 徐朝启 +2 位作者 秦飞 刘佩进 潘科玮 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第8期1064-1070,共7页
针对支板喷注煤油和一次火箭引导燃烧的RBCC发动机,在亚燃模态下的高效燃烧组织和性能开展了实验研究和数值分析。实验验证了在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭产生的高温射流作为引导火焰,可以实现支板喷注二次燃料... 针对支板喷注煤油和一次火箭引导燃烧的RBCC发动机,在亚燃模态下的高效燃烧组织和性能开展了实验研究和数值分析。实验验证了在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭产生的高温射流作为引导火焰,可以实现支板喷注二次燃料的可靠点火和高效稳定燃烧。通过数值模拟获得了燃烧室的详细流场特征和燃烧组织细节,分析表明支板后方集中的燃料热释放可形成扩张燃烧室流道中的"热力壅塞";通过热力喉道的控制,实现了在直扩流道内的高效燃烧。研究表明:发动机在亚燃模态下燃烧组织应尽可能地使热力喉道处于燃烧室较后位置,使燃料在燃烧室高压区内充分燃烧释热,从而提高其燃烧效率。论文还研究了燃料支板喷注位置的影响,进一步开展RBCC发动机亚燃模态性能的优化。 展开更多
关键词 火箭基组合循环 亚燃模态 燃烧组织 热力喉道
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热力喉道调节工作原理分析 被引量：4
4
作者 李宇飞 何国强 刘佩进 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2005年第SA期376-378,共3页
为了探索多模态组合循环发动机热力喉道调节方法的可行性及其对发动机性能产生的影响,文中对发动机进行了受力分析、流动计算以及热力循环分析。结果表明热力喉道调节方法是可以用于多模态组合循环发动机流道调节的,要想在一定构型的流... 为了探索多模态组合循环发动机热力喉道调节方法的可行性及其对发动机性能产生的影响,文中对发动机进行了受力分析、流动计算以及热力循环分析。结果表明热力喉道调节方法是可以用于多模态组合循环发动机流道调节的,要想在一定构型的流道中实现热力喉道调节,放热率必须大于流道面积变化率,采用热力喉道调节之后发动机推力增加而比冲下降。 展开更多
关键词 吸气式发动机 流道调节 热力喉道
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RBCC亚燃模态热力喉道机理的数值模拟 被引量：3
5
作者 王亚军 何国强 +1 位作者 潘科玮 秦飞 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第7期932-937,共6页
针对RBCC同一扩张流道多模态匹配工作的特点,通过三维数值模拟,研究了亚燃模态热力喉道形成机理及规律,结果表明通过合理控制流道中的加热量和流道面积变化可以有效地控制热力喉道形成位置,其中位于第二级燃烧室中的凹腔组对形成稳定的... 针对RBCC同一扩张流道多模态匹配工作的特点,通过三维数值模拟,研究了亚燃模态热力喉道形成机理及规律,结果表明通过合理控制流道中的加热量和流道面积变化可以有效地控制热力喉道形成位置,其中位于第二级燃烧室中的凹腔组对形成稳定的热力喉道有比较关键的作用,其剪切层形成的燃烧区域成为一个稳定的放热源,给流道中的气流提供了使马赫数出现转折的能量,凹腔后壁斜面的几何收缩也为壅塞面的形成提供助力,凹腔后流道的气流逐步稳定成为超声速流,热力喉道基本形成于第二级凹腔组后。 展开更多
关键词 火箭基组合循环 热力喉道 凹腔组 数值模拟
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RBCC亚燃模态热力调节方式研究 被引量：2
6
作者 王亚军 李江 +2 位作者 秦飞 何国强 魏祥庚 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第2期151-159,共9页
为了进一步提升RBCC亚燃模态性能,利用一维分析模型,并基于燃烧室隔离段匹配工作,开展了热力调节方式研究。结果表明,影响RBCC扩张流道内热力喉道生成位置的主要因素为燃烧室扩张比、放热量、放热速率及放热位置,扩张比越大、放热量越... 为了进一步提升RBCC亚燃模态性能,利用一维分析模型,并基于燃烧室隔离段匹配工作,开展了热力调节方式研究。结果表明,影响RBCC扩张流道内热力喉道生成位置的主要因素为燃烧室扩张比、放热量、放热速率及放热位置,扩张比越大、放热量越少、放热越快和放热越靠前,热力喉道越早生成,通过一定范围参数的改变,热力喉道生成位置变化了9%~22%,当燃烧室扩张比和燃料总放热量相同时,热力喉道的生成位置越靠后燃烧室压力积分推力越大。相比扩张比和放热速率,改变燃料喷注位置是一种有效且易实现的热力调节方法。对于较为靠后的燃烧组织,应匹配较大扩张角的流道,能有效提高热力调节的可调范围,拓展发动机工作裕度。开展了亚燃模态来流Ma=3~5性能优化研究,相比固定喷注位置,采用改变燃料喷注位置的热力调节方式,发动机推力性能能够获得16.5%~24.1%的提升。 展开更多
关键词 火箭基组合循环 亚燃模态 热力喉道 热力调节
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超燃冲压发动机燃烧室热力喉道的一种新型计算方法 被引量：2
7
作者 刘国栋 于守志 刘凤君 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第6期815-821,共7页
为了研究超燃冲压发动机总体性能一维计算方法,采用一种新的热力喉道计算方法,由燃烧室出口开始沿上游依次进行声速截面假设,利用流量方程、能量方程及总静压方程计算出该截面所有一维参数,再利用解析方法,计算该假设截面的临界燃烧效... 为了研究超燃冲压发动机总体性能一维计算方法,采用一种新的热力喉道计算方法,由燃烧室出口开始沿上游依次进行声速截面假设,利用流量方程、能量方程及总静压方程计算出该截面所有一维参数,再利用解析方法,计算该假设截面的临界燃烧效率梯度,并由此给出热力喉道判断条件,求出热力喉道的位置。用该方法分别对马赫数3.5~6飞行条件下的发动机模型进行了计算,并与传统方法的计算结果进行对比,结果表明:该方法能够快速计算热力学喉道,具有良好的可行性,与传统方法之间的误差均在6%以内。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 热力喉道 总体性能预测
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双模态冲压发动机燃烧性能初步研究 被引量：4
8
作者 田野 肖保国 +1 位作者 张顺平 邢建文 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第12期2921-2927,共7页
通过数值模拟和地面试验研究了当量比和注油分布对双模态冲压发动机燃烧性能的影响,结果表明:在隔离段入口马赫数为2.0,总温为1 100K,总压为1MPa的来流条件下,总当量比为0.6时,燃烧模态为双模态亚燃,热力喉道位置位于凹槽出口处;总当量... 通过数值模拟和地面试验研究了当量比和注油分布对双模态冲压发动机燃烧性能的影响,结果表明:在隔离段入口马赫数为2.0,总温为1 100K,总压为1MPa的来流条件下,总当量比为0.6时,燃烧模态为双模态亚燃,热力喉道位置位于凹槽出口处;总当量比大于0.6时,发动机燃烧模态为亚燃,热力喉道位置相同,流场结构稳定.通过选取压力参考点的方法,发展了发动机推力快速分析方法,误差较小. 展开更多
关键词 双模态 燃烧性能 当量比 注油分布 热力喉道
原文传递
火箭基组合循环燃烧组织研究现状 被引量：1
9
作者 崔朋 徐万武 +1 位作者 陈健 宋长青 《火箭推进》 CAS 2015年第4期1-7,共7页
随着航天推进对高效性和经济性需求的增加,人们越来越希望能够研制出高推重比和高比冲的发动机。火箭基组合循环(RBCC)发动机融合了火箭发动机和冲压式发动机的优势,成为未来航空航天领域发展的重要方向。精确而高效的燃烧组织作为其关... 随着航天推进对高效性和经济性需求的增加,人们越来越希望能够研制出高推重比和高比冲的发动机。火箭基组合循环(RBCC)发动机融合了火箭发动机和冲压式发动机的优势,成为未来航空航天领域发展的重要方向。精确而高效的燃烧组织作为其关键技术之一,对RBCC宽速域内可靠运行具有重要意义。详细综述了RBCC燃烧组织的研究现状和进展,主要涉及燃料喷注方案、燃烧模式以及热力喉道调节3个方面。具体论述了不同工作模式下燃料的喷注方案以及热力喉道的调节技术,阐述了不同燃烧模式的研究进展,分析了RBCC燃烧组织研究过程中的难点和国内外在该方面的一些经验教训,指出了当前研究工作中存在的问题,并对研究思路提出了一些建议,以期对未来RBCC燃烧组织的研究提供一定的参考。 展开更多
关键词 火箭基组合循环(RBCC) 燃烧组织 燃料喷注方案 二次燃烧 热力喉道调节
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