涡轮增压固体火箭冲压发动机(TSPR)性能研究 被引量：4

1

作者 杨飒 何国强 +1 位作者 刘洋 潘宏亮 《科学技术与工程》 2011年第34期8533-8539,共7页

涡轮增压固体火箭冲压发动机(Turbocharged Solid Propellant Ramjet,TSPR)是将固体燃气发生器驱动ATR与冲压发动机相结合的新型发动机循环,是加力ATR的特有形式。建立TSPR热力分析模型,分析了关键部件参数对发动机性能的影响规律。在... 涡轮增压固体火箭冲压发动机(Turbocharged Solid Propellant Ramjet,TSPR)是将固体燃气发生器驱动ATR与冲压发动机相结合的新型发动机循环,是加力ATR的特有形式。建立TSPR热力分析模型,分析了关键部件参数对发动机性能的影响规律。在发动机部件约束条件下对比ATR和TSPR的工作包线以及比冲、比推力性能,确定了TSPR在工作范围和能量特性的优势,提出了TSPR三个应用领域。对比四种不同加力推进剂的TSPR性能,获得了TSPR不同工作要求的加力推进剂的优选标准。 展开更多

关键词 Tspr 固体ATR 加力模式 性能分析

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涡轮增压固冲发动机(TSPR)爬升方案与性能研究 被引量：1

2

作者 刘凯 李江 +2 位作者 刘洋 高远皓 朱根 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第3期494-500,共7页

为了证明涡轮增压固冲发动机(TSPR)具有自主加速飞行的能力,进而得到合适的弹道飞行方案,开展了TSPR爬升飞行方案研究。首先通过借鉴已有弹体参数,分析了以高空巡航状态为设计点和以最大功率状态为设计点时,飞行器在弹道飞行范围内的非... 为了证明涡轮增压固冲发动机(TSPR)具有自主加速飞行的能力,进而得到合适的弹道飞行方案,开展了TSPR爬升飞行方案研究。首先通过借鉴已有弹体参数,分析了以高空巡航状态为设计点和以最大功率状态为设计点时,飞行器在弹道飞行范围内的非设计点性能。随后对比了发动机推力和飞行器阻力大小,得出:当TSPR以高空巡航点为设计点时,TSPR在爬升段(非设计点)所提供的推力小于飞行器阻力,难以实现自主爬升;当TSPR以最大功率状态为设计点,且采用等相对换算转速的调节规律时,TSPR具有优良的爬升加速性能,能够从(3km,Ma0.9)加速爬升至(10km,Ma2.2)状态巡航,其射程是固体火箭发动机的三倍,这证明TSPR在具有自主加速飞行能力的同时还具有良好的比冲性能。 展开更多

关键词 涡轮增压固冲发动机 爬升方案 最大功率状态 等相对换算转速

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TSPR涡轮增压器出口方式对掺混燃烧的影响

3

作者 李江 刘诗昌 +2 位作者 王伟 刘洋 刘凯 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第1期24-31,51,共9页

针对涡轮增压器出口气流进入涡轮增压固冲发动机(Turbocharged Solid Propellant Ramjet,TSPR)补燃室后,因同轴流动而造成掺混燃烧效率不高的问题,通过对比研究ATR(Air Turbocharged Ramjet)及固冲发动机掺混燃烧增强手段,形成了一种可... 针对涡轮增压器出口气流进入涡轮增压固冲发动机(Turbocharged Solid Propellant Ramjet,TSPR)补燃室后,因同轴流动而造成掺混燃烧效率不高的问题,通过对比研究ATR(Air Turbocharged Ramjet)及固冲发动机掺混燃烧增强手段,形成了一种可有效增强TSPR补燃室掺混燃烧效果的方案。继而通过数值模拟的手段对该方案的有效性和内在机理进行了讨论。最后通过TSPR工作模式的数值模拟,发现在不同富燃燃气余气系数状态下补燃室效率均能保持90%以上,验证了该方案的有效性和适用性。根据这些研究,该文认为保留驱涡燃气高速旋流配合增压空气采用一定射流角度进入燃烧室的出口流动方式能够使TSPR补燃室有效工作,燃烧效率相对原有ATR模式能够提高1倍以上;其中涡轮的旋转速度高于40 000 rpm时,经过涡轮膨胀做功的驱涡燃气使发动机比冲和补燃室温度分布情况都比较理想;增压空气采用40°~50°的射流角进行斜向射流对发动机比冲性能提高和补燃室内温度分布改善是比较有利的。 展开更多

关键词 涡轮增压固冲发动机 涡轮增压 补燃室 掺混燃烧

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大口径炮弹增程技术对固体推进剂的要求 被引量：11

4

作者 李上文 赵凤起 +1 位作者 罗阳 陈沛 《火炸药学报》 EI CAS CSCD 2003年第3期20-23,共4页

大口径炮弹增程技术的发展,使常规火炮射程产生了新的飞跃,增程炮弹将成为21世纪弹药发展的新宠。本文从底排增程、火箭助推增程和冲压发动机增程3个方面对此技术进行了简要介绍,并分别探讨了作为炮弹增程技术支撑的各种固体推进剂(底... 大口径炮弹增程技术的发展,使常规火炮射程产生了新的飞跃,增程炮弹将成为21世纪弹药发展的新宠。本文从底排增程、火箭助推增程和冲压发动机增程3个方面对此技术进行了简要介绍,并分别探讨了作为炮弹增程技术支撑的各种固体推进剂(底排推进剂、火箭推进剂和贫氧推进剂)对其性能的特殊要求。 展开更多

关键词 增程炮弹 固体推进剂 底排增程 火箭助推增程 冲压发动机增程 底排药剂 贫氧推进剂

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固冲发动机补燃室二次燃烧实验研究 被引量：10

5

作者 李纲 何国强 +2 位作者 孙振华 曹军伟 王虎干 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第5期400-403,共4页

采用不确定度评定的地面直连冲压实验设备,对某全尺寸固冲发动机补燃室二次燃烧进行了实验研究。通过测定比冲效率,确定了不同的燃气发生器喷嘴结构、空气进气角度、进气头部距离和补燃室长度对二次燃烧的影响,并进行了机理分析。结果表... 采用不确定度评定的地面直连冲压实验设备,对某全尺寸固冲发动机补燃室二次燃烧进行了实验研究。通过测定比冲效率,确定了不同的燃气发生器喷嘴结构、空气进气角度、进气头部距离和补燃室长度对二次燃烧的影响,并进行了机理分析。结果表明,五喷嘴比冲效率较高,燃气的切入方式对补燃室二次燃烧有重要影响;增大入射角度,可提高比冲效率,但加剧了燃烧产物在补燃室内的沉积;补燃室头部距离不宜过大,比冲效率不随头部距离线性增加;补燃室长度增加,可使比冲效率提高,但效果并不理想。 展开更多

关键词 固体火箭冲压发动机 含硼富燃料推进剂 二次燃烧 机理分析

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固冲发动机双下侧二元进气道设计研究 被引量：6

6

作者 鲍福廷 李进贤 赵飞 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第4期590-593,共4页

结合整体式固体火箭冲压发动机的特点 ,探讨了双下侧二元进气道的设计方法。文中对进气道的结构、型面设计方法和性能估算进行了较为详细地研究。通过编程实现了设计的程序化 ,并通过算例对一假想的固冲发动机进行了优化设计与计算。

关键词 双下侧二元进气道 固体火箭冲压发动机 优化设计 计算 航空发动机

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含硼推进剂固冲发动机补燃室内凝聚相燃烧产物特性试验研究 被引量：5

7

作者 王云霞 刘宇 +2 位作者 陈林泉 王增辉 张胜勇 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第5期598-602,共5页

针对含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机,提出了一种补燃室内凝聚相燃烧产物取样和分析方法,基于设计的水冷探针取样装置,通过地面直连式试验对发动机中间燃烧产物进行了采集.试验证明,该方法能够有效开展含硼推进剂固冲发动机补燃室内... 针对含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机,提出了一种补燃室内凝聚相燃烧产物取样和分析方法,基于设计的水冷探针取样装置,通过地面直连式试验对发动机中间燃烧产物进行了采集.试验证明,该方法能够有效开展含硼推进剂固冲发动机补燃室内凝聚相产物取样研究,并使用现代仪器手段对产物的理化特性与粒度分布规律进行了深入分析.研究结果表明,凝聚相产物的形态呈无规则状,大部分颗粒呈片状,只含有少量形状很规则的球状颗粒;产物的主要成分为B2O3;产物的粒度呈三峰分布,主要集中在0.3～40 μm之间.另外,随发动机补燃室长度增加,粒度逐渐减小;自发动机中心轴线位置向发动机壁面位置的径向变化过程中,粒度先明显减小,后略微增大. 展开更多

关键词 固冲发动机 含硼推进剂 凝聚相燃烧产物 取样方法 产物特性

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铝镁贫氧推进剂低压可燃极限研究 被引量：10

8

作者 张炜 朱慧 +4 位作者 薛金根 方丁酉 夏智勋 姜春林 万章吉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第2期95-98,共4页

采用推进剂静态燃速测试和非壅塞式固体火箭冲压发动机实验的方法，研究了铝镁贫氧推进剂配方对其低压可燃极限的影响。研究表明，增加氧化剂的含量、添加燃速催化剂和采用超细金属添加剂，可以拓宽铝镁贫氧推进剂的低压可燃极限，满足... 采用推进剂静态燃速测试和非壅塞式固体火箭冲压发动机实验的方法，研究了铝镁贫氧推进剂配方对其低压可燃极限的影响。研究表明，增加氧化剂的含量、添加燃速催化剂和采用超细金属添加剂，可以拓宽铝镁贫氧推进剂的低压可燃极限，满足非壅塞式固体火箭冲压发动机的基本要求。 展开更多

关键词 冲压发动机 贫氧富燃料 推进剂 燃烧 可燃极限

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固体冲压发动机燃气阀用C/SiC复合材料研究 被引量：6

9

作者 闫联生 李贺军 +3 位作者 崔红 王涛 邓海涛 李广武 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第2期135-138,共4页

采用“化学气相渗透法+先驱体浸渍裂解法”(CVI+PIP)混合工艺制备了固体冲压发动机燃气阀用3D C/S iC复合材料,并对复合材料的显微结构和力学性能进行了研究。复合材料的密度为2.1 g/cm3,复合材料的室温剪切强度和轴向弯曲强度分别为55 ... 采用“化学气相渗透法+先驱体浸渍裂解法”(CVI+PIP)混合工艺制备了固体冲压发动机燃气阀用3D C/S iC复合材料,并对复合材料的显微结构和力学性能进行了研究。复合材料的密度为2.1 g/cm3,复合材料的室温剪切强度和轴向弯曲强度分别为55 MPa和643 MPa。在断裂过程中,复合材料表现出明显非灾难性的韧性断裂行为,试样断裂面存在大量的拔出纤维。复合材料具有优异的绝热性能,Z向热导率为14.5 W/(m.K),X-Y面内热导率为5.0 W/(m.K)。研制的3D C/S iC复合材料燃气阀成功通过冷气轴向抗冲击试验和发动机高温搭载试验考核。 展开更多

关键词 固体冲压发动机 燃气阀 流量调节 “CVI+PIP”混合工艺 C/SIC复合材料

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固体火箭冲压发动机一体化CAD系统设计 被引量：5

10

作者 鲍福廷 徐东来 曹军伟 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第3期19-24,共6页

针对固体火箭冲压发动机的特点 ,研制了固体火箭冲压发动机 CAD软件 ,该软件系统包括了燃气发生器设计、助推补燃室设计、进气道设计、发动机性能计算和飞行弹道的计算。使用该系统可进行固体火箭冲压发动机总体方案论证 ,预估发动机的... 针对固体火箭冲压发动机的特点 ,研制了固体火箭冲压发动机 CAD软件 ,该软件系统包括了燃气发生器设计、助推补燃室设计、进气道设计、发动机性能计算和飞行弹道的计算。使用该系统可进行固体火箭冲压发动机总体方案论证 ,预估发动机的主要结构尺寸和发动机的整体性能。本文以一假想的空 -空弹用固冲发动机方案设计为例 ,介绍固冲发动机设计步骤和软件系统的特点。 展开更多

关键词 固体推进剂 火箭发动机 冲压喷气发动机 计算机辅助设计 一体化 CAD 系统设计

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固体碳氢推进剂在涡轮增压固冲发动机中的应用 被引量：2

11

作者 李江 刘凯 +2 位作者 王伟 刘洋 田园 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第5期679-683,706,共6页

提出了固体碳氢推进剂作为涡轮增压固冲发动机(TSPR)驱涡推进剂的方案,分析了适用于TSPR推进剂的热力参数和一次燃烧产物成分,完成了驱涡推进剂的选择;进行了备选推进剂(CH04)对TSPR性能的影响性评估,证明该推进剂能够满足TSPR的性能要... 提出了固体碳氢推进剂作为涡轮增压固冲发动机(TSPR)驱涡推进剂的方案,分析了适用于TSPR推进剂的热力参数和一次燃烧产物成分,完成了驱涡推进剂的选择;进行了备选推进剂(CH04)对TSPR性能的影响性评估,证明该推进剂能够满足TSPR的性能要求;对所选推进剂了进行了一、二次燃烧试验,试验结果表明,CH04推进剂在补燃室点火较困难,但其一次、二次燃烧稳定性好,燃气参数基本满足TSPR对推进剂性能要求。 展开更多

关键词 固体碳氢推进剂 涡轮增压固体冲压发动机 涡轮

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高温燃气射流对固冲发动机二次燃烧效率影响研究 被引量：4

12

作者 曹军伟 何国强 +1 位作者 单睿子 莫展 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2016年第2期87-90,共4页

为进一步提高固冲发动机的二次燃烧效率,文中提出了在固冲发动机补燃室头部引入高温燃气射流增强掺混燃烧的技术思路,并开展了仿真和验证试验工作。仿真分析表明:当在补燃室头部引入高温燃气射流时,能够提高补燃室头部流场的温度,使得... 为进一步提高固冲发动机的二次燃烧效率,文中提出了在固冲发动机补燃室头部引入高温燃气射流增强掺混燃烧的技术思路,并开展了仿真和验证试验工作。仿真分析表明:当在补燃室头部引入高温燃气射流时,能够提高补燃室头部流场的温度,使得燃料更易于燃烧,从而提高了固冲发动机的二次燃烧效率;试验结果也验证了在固冲发动机头部引入高温燃气射流,能够使固冲发动机的二次燃烧效率由81.3%提高到88.7%。 展开更多

关键词 燃气射流 固冲发动机 燃烧效率 富燃料推进剂

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固体火箭冲压发动机技术研究进展 被引量：11

13

作者 夏智勋 陈斌斌 +2 位作者 黄利亚 王德全 马立坤 《上海航天》 CSCD 2019年第6期11-18,共8页

近年来,固体火箭冲压发动机获得飞快发展,本文综述了其技术研究进展,为后续固体火箭冲压发动机技术及相似技术的发展提供借鉴。主要介绍了固体火箭冲压发动机的燃气流量调节技术、贫氧推进剂技术、高效燃烧组织技术、转级技术等关键技... 近年来,固体火箭冲压发动机获得飞快发展,本文综述了其技术研究进展,为后续固体火箭冲压发动机技术及相似技术的发展提供借鉴。主要介绍了固体火箭冲压发动机的燃气流量调节技术、贫氧推进剂技术、高效燃烧组织技术、转级技术等关键技术。总结发现国内外关键技术已取得了较全面突破,逐渐进入工程实用阶段,但燃烧基础问题研究不足。因此,有必要进一步深入开展推进剂细观燃烧、多相湍流燃烧、金属颗粒燃烧等基础科学研究,进而促进固体火箭冲压发动机技术发展。 展开更多

关键词 固体火箭冲压发动机 贫氧推进剂 燃气流量调节 燃烧组织 金属颗粒燃烧 细观燃烧

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固体冲压发动机喷管用C/C-SiC复合材料 被引量：3

14

作者 王玲玲 嵇阿琳 +3 位作者 高亚奇 崔红 闫联生 庞菲 《航空材料学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第1期80-85,共6页

采用"化学气相渗透+先驱体浸渍裂解"(CVI+PIP)混合工艺制备固体冲压发动机用C/C-SiC复合材料喷管内层,综合考查复合材料的微观结构、弯曲性能和抗烧蚀性能以及固冲发动机C/C-SiC喷管内层水压和点火实验。结果表明:复合材料的... 采用"化学气相渗透+先驱体浸渍裂解"(CVI+PIP)混合工艺制备固体冲压发动机用C/C-SiC复合材料喷管内层,综合考查复合材料的微观结构、弯曲性能和抗烧蚀性能以及固冲发动机C/C-SiC喷管内层水压和点火实验。结果表明:复合材料的弯曲强度达到197 MPa,且断裂破坏行为呈现典型的韧性模式;复合材料具有优异的抗氧化烧蚀性能,氧化烧蚀200 s后线烧蚀率仅为0.0063 mm·s-1;研制的C/C-SiC复合材料构件的水压爆破压强为6.5 MPa,表明构件具有良好的整体承载能力;C/C-SiC复合材料喷管内层高温综合性能通过了固体冲压发动机点火实验考核。 展开更多

关键词 C/C-SIC复合材料 固体冲压发动机 喷管内层 抗烧蚀性能 试车

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模拟固冲条件下绝热材料烧蚀实验及影响规律研究 被引量：1

15

作者 严聪 刘洋 +3 位作者 孙得川 何国强 孙翔宇 胡淑芳 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第4期506-509,513,共5页

在已有的富氧条件下绝热材料烧蚀系统的基础上,提取了典型固冲发动机补燃室内绝热材料的烧蚀边界参数,改进了实验系统的工作参数调节范围,针对3种不同配方的硅橡胶绝热材料进行了筛选,并对影响规律进行研究。实验分别获得了3种材料的最... 在已有的富氧条件下绝热材料烧蚀系统的基础上,提取了典型固冲发动机补燃室内绝热材料的烧蚀边界参数,改进了实验系统的工作参数调节范围,针对3种不同配方的硅橡胶绝热材料进行了筛选,并对影响规律进行研究。实验分别获得了3种材料的最大炭化烧蚀率,筛选出了抗烧蚀能力较强的绝热材料。研究结果表明,在此实验条件下,3种材料的烧蚀率由压强和富氧度共同主导,烧蚀率均随压强和富氧度的增加而增加;但3种绝热材料烧蚀率随富氧度的变化趋势有一定差别,当富氧小于10%时,采用高硅氧纤维和炭纤维的973S-1材料的烧蚀率小于其他2种材料,当富氧度继续增加时,973S-1材料的烧蚀率要大于完全采用高硅氧纤维的973S-4材料,而完全采用炭纤维的973S-3材料烧蚀性能最差。实验结果为固冲发动机补燃室内绝热材料的配方设计提供了依据。 展开更多

关键词 固体冲压发动机 富氧环境 绝热材料 实验研究

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固体火箭冲压发动机无喷管助推器性能分析 被引量：5

16

作者 胡建新 朱伯鹏 +2 位作者 夏智勋 方丁酉 郭健 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2004年第4期37-41,共5页

采用一维准定常方法 ,对整体式固体火箭冲压发动机的无喷管助推器内弹道进行了计算。计算结果表明 ,随着燃面的推移 ,燃烧室压强下降很快 ,而推力增大 ;助推器比冲偏低 ;对于高燃速固体推进剂 ,燃速沿通道降低 。

关键词 整体式固体火箭冲压发动机 无喷管助推器 内弹道

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基于等换算转速调节的涡轮增压固冲发动机非设计点性能研究 被引量：2

17

作者 刘凯 李江 +3 位作者 刘洋 田园 刘诗昌 蒲晓航 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第1期27-33,共7页

为了得到优良的涡轮增压固冲发动机(TSPR)的非设计点性能,提出了等换算转速、等余气系数的调节规律,通过确定TSPR非设计点共同工作过程,建立了TSPR非设计点性能模型。以高空高速(22km,Ma3.64)为设计点,计算和分析了0km,5km,10km,15km高... 为了得到优良的涡轮增压固冲发动机(TSPR)的非设计点性能,提出了等换算转速、等余气系数的调节规律,通过确定TSPR非设计点共同工作过程,建立了TSPR非设计点性能模型。以高空高速(22km,Ma3.64)为设计点,计算和分析了0km,5km,10km,15km高度下TSPR的非设计点性能。结果显示:当采用等换算转速和等余气系数的调节规律时,TSPR非设计点工作范围宽广,具有良好的非设计点性能,最大推力是最小推力的3倍左右,最大比冲超过800s;在(10km,Ma2.5)的非设计点,通过调节转速,可以获得1.55倍的推力调节比和稳定的比冲性能;最后得出:提高转速,增加飞行速度,提高富燃流量驱涡流量比是增强TSPR性能的有效途径。 展开更多

关键词 涡轮增压固冲发动机 非设计点性能 换算转速 余气系数 调节规律

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含铝固体燃料冲压发动机工作性能分析 被引量：2

18

作者 张宁 史金光 +1 位作者 王中原 马晔璇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第6期49-57,共9页

为探究含铝固体燃料冲压发动机的燃烧特性和工作性能,基于纳米铝颗粒和端羟基聚丁二烯(HTPB)的混合固体燃料,采用雷诺转捩模型、颗粒表面反应模型和涡概念耗散模型,建立了二维两相湍流燃烧模型;数值计算分析了含铝固体燃料冲压发动机内... 为探究含铝固体燃料冲压发动机的燃烧特性和工作性能,基于纳米铝颗粒和端羟基聚丁二烯(HTPB)的混合固体燃料,采用雷诺转捩模型、颗粒表面反应模型和涡概念耗散模型,建立了二维两相湍流燃烧模型;数值计算分析了含铝固体燃料冲压发动机内流场,以及不同含铝质量分数和粒径下的燃面退移速率、推力与比冲。结果表明:发动机的进气条件对颗粒相的燃烧与运动起主导作用;与纯HTPB推进剂相比,添加质量分数为5%的铝颗粒能够提高补燃室压强和温度,增大燃烧室内高温区面积,可使推进剂平均燃面退移速率提高18.53%,发动机推力提高21.37%,密度比冲提高2.38%,适当增加铝颗粒含量或减小粒径,对提高推进剂燃面退移速率、发动机推力和密度比冲具有积极作用。 展开更多

关键词 固体燃料冲压发动机 含铝推进剂 燃面退移速率 推力 比冲

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涡轮增压固体冲压发动机补燃室燃烧数值模拟研究 被引量：2

19

作者 林彬彬 潘宏亮 刘洋 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第4期468-473,共6页

提出了涡轮增压固体冲压发动机补燃室三股气流燃烧数值模拟的方法。分别采用Standard k-ε、k-εRNG、k-ωSST湍流模型,结合三维N-S方程、颗粒轨道模型、King硼粒子点火模型、硼粒子燃烧模型建立TSPR发动机补燃室三维两相流动燃烧模型... 提出了涡轮增压固体冲压发动机补燃室三股气流燃烧数值模拟的方法。分别采用Standard k-ε、k-εRNG、k-ωSST湍流模型,结合三维N-S方程、颗粒轨道模型、King硼粒子点火模型、硼粒子燃烧模型建立TSPR发动机补燃室三维两相流动燃烧模型。首先,利用本文模型进行冷流掺混分析,确定了试验发动机构型并进行燃烧试验,三股气流形成了稳定燃烧;然后,将数值计算得到的补燃室压强、特征速度、燃烧效率与实验结果进行对比分析,并进行了计算模型可信性分析;文中综合湍流模型对TSPR补燃室燃烧情况模拟的影响,得出硼颗粒模型是进一步提高含硼三股气流模拟精度的主要原因。说明本文采用的模型以及与之相匹配使用的方法适用于TSPR发动机补燃室燃烧情况的分析。采用本文补燃室结构进行试验,有无硼成分的试验燃烧效率分别达到82.1%和88.8%,数值模拟结果显示,还应进一步改进补燃室结构,以降低总压损失,促进补燃室壁面附近的空气参与燃烧,并提高硼粒子燃烧效率。 展开更多

关键词 涡轮增压固体冲压发动机 补燃室 含硼固体推进剂 数值模拟 两相流

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固体火箭冲压发动机的若干技术问题 被引量：19

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作者 叶定友 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第6期470-473,共4页

简述了固体火箭冲压发动机类型及工作原理,总体评价了固体火箭冲压发动机发展时快时慢的原因,弹-机一体化设计、贫氧推进剂、进气道、转级机构、补燃室等设计中应注意的问题,提出了应加强的研究工作,即开展高能低沉积燃烧产物贫氧推进... 简述了固体火箭冲压发动机类型及工作原理,总体评价了固体火箭冲压发动机发展时快时慢的原因,弹-机一体化设计、贫氧推进剂、进气道、转级机构、补燃室等设计中应注意的问题,提出了应加强的研究工作,即开展高能低沉积燃烧产物贫氧推进剂研究;完善多种燃气流量调节装置方案,提高其可靠性;进一步开展一次燃烧和二次掺混燃烧的理论和实验研究,提高燃烧效率;尽快建立自由射流等试验研究手段,开展相关的研究工作;适时开展固体燃料冲压、固体超燃冲压及膏体冲压等发动机的研究,不断拓宽应用领域。 展开更多

关键词 固体火箭冲压发动机 吸气式发动机 贫氧推进剂

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