搜索到37篇“ 亚燃模态“的相关文章
- 大尺度冲压发动机亚燃模态隔离段缩短设计方法
- 本发明提供一种大尺度冲压发动机亚燃模态隔离段缩短设计方法,通过开展亚燃燃烧模态下缩尺发动机燃烧数值仿真,提取缩尺发动机其燃烧室隔离段内反压起始点流向位置,估算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其燃烧室隔离段内的反压起始...
- 赵国焱孙明波李凡马光伟刘铭江朱家健
- 大尺度冲压发动机亚燃模态隔离段缩短设计方法
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- 变结构RBCC发动机亚燃模态全流道数值模拟研究
- 2021年
- 变结构燃烧室是提高宽范围工作火箭基组合循环(Rocket-based combined-cycle,RBCC)发动机性能的有效途径之一。通过全流道三维数值模拟的方法,研究变结构RBCC发动机在低来流马赫数条件下燃烧室与进排气匹配状况,以及采用变结构燃烧室进行亚燃模态可靠燃烧组织的可行性。针对Ma=3来流,研究了火箭冲压和纯冲压燃烧模式下的发动机性能,并实现了燃烧室工作模式的转变。通过研究得到以下结论:(1)在火箭冲压工作模式下,一次火箭小流量工作能够提高二次燃料的燃烧效率,冲压燃烧室比冲性能较优,燃烧室与进排气能够匹配工作。(2)燃烧室工作在火箭冲压模式时,采用燃料支板集中喷注燃料的性能优于隔离段和燃料支板分散喷注时性能;发动机工作在纯冲压模式时,燃烧效率将会下降,并且发动机冲压比冲比火箭冲压工作模式下降10.2%,全流道比冲则上升14.5%。
- 叶进颖潘宏亮秦飞王亚军朱韶华
- 关键词:火箭基组合循环变结构亚燃模态燃烧性能
- 火箭冲压组合发动机亚燃模态流道匹配特性分析
- 2018年
- 为获得喷注规律对RBCC工作特性的影响,开展Ma_∞=3~6条件下火箭冲压组合发动机亚燃模态的全流道一体化数值分析,比较了不同来流条件下燃烧组织方式与进排气之间的匹配关系。研究发现,随着飞行马赫数的增加,隔离段压比提高,需相应调整燃料喷注位置和当量比,前移主释热区,最大化利用预燃激波串的匹配特性;在低马赫数下,则需将释热区转移至燃烧室后部扩张比较大区域,扩展流道后部压力范围,最大化利用热力壅塞的匹配特性,在不同马赫数下,通过分布式释热的方法实现宽裕较优工作。除此以外,关闭火箭也可以使得预燃激波串后移,改善进气道工作状态,发动机平均比冲性能提高10%以上,此时可以适当增加燃烧室前部喷油量,以保证低马赫数下整体的推力性能。
- 鄢德堃何国强秦飞石磊王亚军
- 关键词:火箭基组合循环亚燃模态
- 基于热力调节具有宽适应性的RBCC亚燃模态研究
- 火箭冲压组合发动机(RBCC:Rocket Based Combined Cycle)具有工作范围宽、兼具高比冲和大推力以及可重复使用等技术特点,在天地往返飞行器、导弹武器和高超声速飞行器等领域具有广阔的应用前景,是未来...
- 王亚军
- 关键词:亚燃模态
- RBCC引射/亚燃模态转换过程的可用能分析与优化
- 本文针对RBCC组合动力系统的工作特点,采用基于热力学第二定律的?分析法,对RBCC引射/亚燃模态转换过程中能量利用与转化规律开展研究,深入分析了不同引射火箭推进剂混合比和引射火箭/补燃室燃油分配比例对引射/亚燃过渡模态...
- 董泽宇
- 关键词:火箭推进剂
- 亚燃模态下释热分布对发动机性能的影响被引量:1
- 2016年
- 为揭示释热分布对亚燃模态下超燃发动机性能的影响规律,对马赫数2.0,总温1100K,总压1.0MPa的来流,完成了燃烧室直连式实验和数值模拟研究。针对上游释热和下游释热条件,对比了发动机壁面压力分布,分析了内流道一维质量加权马赫数,获得了发动机部件和总体性能数据。结果表明,在总当量比相同情况下,上游释热能够获得更好的发动机性能,没有尾喷管时比下游释热获得的推力高出约18%,但在有尾喷管时只相差2.6%;对于本文构型,燃烧室和尾喷管是发动机推力的主要来源,两种释热分布下,二者产生的推力超过了发动机总推力的90%;但对于更高总当量比,上游释热可能会导致进气道不启动,需要增加下游释热获得更高的发动机性能。
- 肖保国田野张顺平邢建文
- 关键词:超燃发动机亚燃模态数值模拟
- RBCC亚燃模态热力调节方式研究被引量:2
- 2016年
- 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。
- 王亚军李江秦飞何国强魏祥庚
- 关键词:火箭基组合循环亚燃模态
- 支板火箭RBCC亚燃模态性能的影响因素(英文)被引量:1
- 2016年
- 针对2种扩张流道的RBCC燃烧室构型,通过三维数值模拟和地面直连试验,研究了燃烧室结构参数以及火焰稳定装置等对亚燃模态性能的影响。结果表明,第二级燃烧室采用较小的扩张角,有利于燃料的进一步燃烧,减小总压损失,燃料支板和凹腔火焰稳定器的共同使用,能有效提升燃烧室内的燃烧组织效果,扩展火焰的传播范围;直连试验验证了通过构型的改进,燃烧室性能得到大幅提高,压力积分推力增大了682 N。当凹腔距离燃料支板较近时,火箭关闭之后,燃料能够实现自持燃烧,比冲性能可提高50%。通过减小主支板宽度,在来流Ma=4时,能够更容易在隔离段中建立预燃激波系,保证亚燃燃烧反应更好地进行,燃烧室内推力提高了418 N。
- 王亚军李江何国强秦飞
- 关键词:火箭基组合循环亚燃模态影响因素
- 宽马赫数RBCC燃烧室亚燃模态热力喉道调节特性
- 本文通过理论分析与数值计算,研究了面积扩张、燃烧释热规律、火箭射流加质/加热等因素对RBCC热力喉道调节的影响规律,针对宽范围来流下不同马赫数状态热力喉道调节特性与规律进行了对比分析。研究结果表明,RBCC燃烧室热力喉道...
- 罗飞腾田雨菲刘国栋冮强
- 关键词:RBCC发动机燃烧室
相关作者
- 何国强

- 作品数:594被引量:1,521H指数:19
- 供职机构:西北工业大学
- 研究主题:RBCC 固体火箭发动机 数值模拟 火箭基组合循环 火箭发动机
- 秦飞

- 作品数:324被引量:440H指数:12
- 供职机构:西北工业大学
- 研究主题:RBCC 燃烧室 火箭基组合循环 火箭基组合循环发动机 火箭
- 刘佩进

- 作品数:374被引量:887H指数:17
- 供职机构:西北工业大学
- 研究主题:固体火箭发动机 固体推进剂 RBCC 燃烧 数值模拟
- 潘科玮

- 作品数:16被引量:72H指数:5
- 供职机构:西北工业大学
- 研究主题:RBCC 亚燃模态 RBCC发动机 火箭基组合循环 燃烧
- 王亚军

- 作品数:45被引量:21H指数:3
- 供职机构:西北工业大学
- 研究主题:RBCC 隔离段 燃烧室 全流道 亚燃模态