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火箭冲压发动机反应流场数值模拟

1引言火箭冲压发动机内部的掺混补燃机理及流场数值模拟,国外虽已开展多年[1],但仍需建立准确的湍流流动和湍流燃烧模型,寻找方便快捷的数值计算方法。作者曾研究了适用于补燃室流动特征的k-ε湍流模型和快速求解强椭圆性N-S方程的块隐式法,并将其成功地运用到无反应的湍流掺混流场的计算上[1,2]。本文简要介绍湍流燃烧模型以及用上述方法对补燃室反应流场的计算。2湍流燃烧模型火箭冲压发动机中,燃料和空气分别从不同的位置进入补燃室,燃烧速度很快,符合扩散火焰的假设,应该用湍流扩散火焰模型来描述。在湍流扩散火焰模型的快速反应假定之下,又划分为k-ε-f模型(火焰面模型)和k-ε-f-g模型(局部瞬时不混合模型)。火焰区取样分析和理论计算与实验结果的对比,证明k-ε-f-g模型更准确地反映了实际情况。使用这一模型时,需要用β函数来构造密度、温度、总焓等流场变量对于混合分数f的概率密度分布函数,然后根据这些分布通过卷积来求得各变量的平均值[3],...  (本文共5页) 阅读全文>>

《推进技术》1980年40期
推进技术

火箭冲压发动机掺混流场数值方法研究

火箭冲压发动机掺混流场数值方法研究马智博张振鹏(北京航空航天大学宇航学院,北京,100083)蔡选义(洛阳光电技术发展中心,洛阳,471009)摘要:鉴于火箭冲压发动机补燃室内呈现出复杂的三维化学反应流,传统方法对这一流场的数值分析所遇到的主要困难是求解椭圆型N-S方程组极为耗时而不利于工程应用,采用先进的块隐式法求解恒温掺混流场得到了很快的收敛速度,这一尝试为快速计算化学反应流打下了很好的基础。主题词:火箭冲压发动机,冲压火箭发动机,流动分布,数值分析,块隐式法+分类号:V235.21NUMERICALSTUDYOFMIXINGFLOWSINADUCTEDROCKETCOMBUSTORMaZhiboZhangZhenpeng(SchoolofAstronautics,BeijingUniv.ofAeronauticsandAstronautics,Beijing,100083)CaiXuanyi(LuoyangElectro...  (本文共4页) 阅读全文>>

《飞航导弹》1987年S1期
飞航导弹

关于冲压发动机和火箭冲压发动机推动的导弹机弹一体化的某些问题

符号名称A面积b翼展CD阻力系数(以A。或Am为基准)CN法向力系数(以A卜为基准)d直径D阻力L长度M马赫数P总压p静压R气体常数R。雷诺数r,R半径x、y、z空间坐标a攻角,迎角y比热比风)面的斜度占附面层厚度功滚动角/由迎风底部母线计起测得 的圆周位置0头部锥角。。。,山一、P.,,r入比刀伙况一歹二p密度下标b弹体。锥/捕获平面d管道f亚音速扩压器端面或燃烧室中的表 面摩擦cp压力中心1前缘位置n,ex出口喷管BL附面层OP工作状态。rit临界流状态t总计或滞止w,P激波W转向器L局部S测量位置co自由流m,max最大值 日I崔绪 J 11二J 弹体发动机相互作用与机弹一体化性质上关系密切,但不是同义语,自从喷气推进出现以来,一直是国际国内会议论文的题目。在喷气式飞机的早期设计中,此种相互作用往往有弱祸合的性质。进气道在飞机头部(正如在格罗斯特喷气飞机,F86和F 100等飞机上一样),相互作用的问题是设计问题而不是气动...  (本文共43页) 阅读全文>>

《飞航导弹》1987年S1期
飞航导弹

整体式助推、热防护、堵盖和工况转换

前言 整体式火箭冲压发动机(IRR)采用一种双重功能的燃烧室。该燃烧室最初用作助推器的火箭燃烧室,然后用作冲压发动机燃烧室。本文论述了整体式助推发动机、整体式助推发动机防热系统、嫩烧室壳体和喷管的防热系统、堵盖和转换系统的技术要求和设计方法。有关整体式助推发动机的这些技术要求和设计方法中,还将包括有关液体燃料冲压发动机、固体燃料冲压发动机以及管道火箭等在内的各种类型整体式火箭冲压发动机助推系统的一些必要的特殊考虑。 整体式助推发动机包括固体推进剂药柱、点火器、可抛喷管、分离装置以及界面粘结系统。助推发动机必须将导弹从发射时的马赫数和高度助推到适合于冲压发动机接力工作的速度,通常是马赫数等于1.5~2.5。整体式助推发动机的重量非常重要,因为一般它是空中发射导弹重量的20%,地面发射导弹重量的25%。整体式助推发动机装药对体积的要求通常要超过高性能冲压发动机补嫩所需尺寸。因此,若使助推器长度最短,就可以装载更多的冲压发动机嫩料,所...  (本文共19页) 阅读全文>>

《推进技术》1988年01期
推进技术

天地往返运输系统空气喷气组合式发动机方案探讨

、引 言 天地往返运输系统——空天飞机的工作范围很宽,高度上从地面直至低地球轨道,速度上从零速直至轨道速度,除火箭发动机外,各种空气喷气发动机均不能单独在如此宽广的工作范围内完成任务1满足广阔的飞行范围豹的最自然的途径就是将几种类型的发动机装在飞行器上依次在不同的范围内工作。另一途径就是把不同类型的喷气发动机的个别部件有机地结合成一台复杂的发动机即组合发动机。它可按多种循环模式进行工作。从五十年代以来已提出了许多组合式发动机方案。主要有空气涡轮火箭一冲压发动机及引射式冲压发动机和火箭冲压组合发动机。对液化空气循环发动机也正在进行广泛的研究。 本文初步探讨空气涡轮火箭发动机等方案,进行了简单的热力计数,在此基础上探讨其工作范围以便对此类发动机用作空天飞机的推进装置有一切步认识。 设想的发动机均以液氢为燃料。火箭发动机以液氧为氧化剂。计算根据的假想弹道上的飞行马赫数与飞行高度的关系给出在图 1上,在M 2后动压为0.0735MPa(...  (本文共5页) 阅读全文>>

《飞航导弹》1989年05期
飞航导弹

火箭冲压发动机的二次燃烧

1.前宫 目前各国正集中力量研究含大量硼、镁等金属的推进剂,作为火箭冲压发动机的推进剂.不过,含硼(镁)量高的推进剂燃烧时生成气体中含有大量的固化物,附着在燃气发生器喷管喉部,使调整喷管喉部面积变得困难.所以,对火箭冲压发动机的推进剂有4项主要要求:①燃气温度要低;②燃烧生成气体中固化物要少:③燃烧速度的压力指数要高;④与空气混合燃烧时的比冲要高。为满足上述①.②项要求,试制了不含金属的AP系及DB系推进剂,并研究了其二次燃烧特性。2.推进荆的组分 表1中列出了推进剂的组分及其在SMPa压力下绝热火焰温度的计算值。AP系推进剂含AP55肠、CTPB(端经基聚丁二烯)45肠。CTPB的含量超过45肠时,由于所用CTPB的粘度关系,在硬化时AP不沉淀。试验用推进剂的颗粒直径为2林m。AP系推进剂的绝热火焰温度为1182K,与铁的熔点温度18OSK相比很低。因此可以采用铁类金属作结构材料。为了降低绝热火焰温度,减小氧平衡,DB系推进剂...  (本文共4页) 阅读全文>>