【摘 要】
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固体火箭超燃冲压发动机是一种理想的高超声速飞行动力装置,具有如下优点:无点火和火焰稳定问题、结构相对简单、作战响应速度快、燃气流量可调节等,在高超声速武器领域有着广泛应用。补燃室是固体火箭超燃冲压发动机的重要主成部分。燃气发生器中的固体推进剂一次燃烧产生高温燃气,燃气经喷孔喷注进入补燃室中,与空气进行掺混燃烧,其燃烧特性直接影响着发动机的性能,因此研究固体火箭超燃冲压发动机补燃室内的超声速掺混燃烧
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固体火箭超燃冲压发动机是一种理想的高超声速飞行动力装置,具有如下优点:无点火和火焰稳定问题、结构相对简单、作战响应速度快、燃气流量可调节等,在高超声速武器领域有着广泛应用。补燃室是固体火箭超燃冲压发动机的重要主成部分。燃气发生器中的固体推进剂一次燃烧产生高温燃气,燃气经喷孔喷注进入补燃室中,与空气进行掺混燃烧,其燃烧特性直接影响着发动机的性能,因此研究固体火箭超燃冲压发动机补燃室内的超声速掺混燃烧特性和影响规律具有重要意义。本文针对燃气发生器中心内嵌式固体火箭超燃冲压发动机,通过FLUENT软件,采用数值仿真的手段研究分析了该发动机的环型补燃室的燃烧特性及影响因素。针对环型补燃室内的超声速掺混燃烧流动,建立了合理的数值仿真模型和计算方法,并设计冷流试验,以冷流试验结果和DLR超燃冲压发动机经典试验验证了本文采用的数值模拟方法的可靠性,研究表明,数值模拟的结果和试验测量结果吻合较好,参考冷流试验发动机设计了环型补燃室模型,并对其掺混流场和燃烧流场分别进行了数值模拟和流场分析,计算结果表明燃气的掺混和燃烧主要发生在支板尾部的回流区和燃气射流与空气流形成的剪切层中,H2燃烧效率为48.9%,CO燃烧效率为61.4%,总燃烧效率为58.7%。在上述环型补燃室模型的基础上,改变补燃室内外壁面半径、扩张段扩张角以及支板头部角度和支板宽度等参数,通过数值模拟的方式,研究分析壁面结构参数和支板结构参数对环型补燃室流场和燃烧特性的影响规律。计算结果表明,当等直段入口高度发生改变时,燃烧效率变化最明显,当等直段入口高度为12mm时,燃烧效率增长至67%。综合计算结果分析,各结构方案对补燃室燃烧特性影响的方式可归于两类:对气流速度的影响和对剪切层的影响。由于本文所研究的环型补燃室内外壁面距离较小,剪切层是燃烧特性的主要影响因素,即燃烧特性受剪切层变化影响较为敏感。
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