本文關鍵詞：固體燃料超燃沖壓發(fā)動機總體性能研究

  更多相關文章： 固體燃料超燃沖壓發(fā)動機 理論模型 數(shù)值模擬 設計優(yōu)化 總體性能

【摘要】：固體燃料超燃沖壓發(fā)動機具有比沖高、結(jié)構(gòu)簡單、可靠性高、安全性好、響應速度快等優(yōu)點,在未來的高超聲速武器系統(tǒng)上具有廣闊的應用前景。本文采用理論分析與數(shù)值模擬相結(jié)合的方法,對固體燃料超燃沖壓發(fā)動機一體化設計優(yōu)化與總體性能分析進行了研究。結(jié)合理論分析方法完成了固體燃料超燃沖壓發(fā)動機一體化基準構(gòu)型設計,建立了固體燃料超燃沖壓發(fā)動機工作過程的數(shù)值計算模型。為對比分析較低的高超聲速條件下固體燃料超燃與亞燃沖壓發(fā)動機的性能,采用數(shù)值計算方法模擬了飛行馬赫數(shù)6、7、8時固體燃料超燃與亞燃沖壓發(fā)動機的內(nèi)流場。結(jié)果表明,當飛行馬赫數(shù)為6時,由于粘性與斜激波的作用,超燃沖壓發(fā)動機的總壓優(yōu)勢較小。亞燃燃燒室燃燒效率更大,具有更大的燃燒放熱量。飛行馬赫數(shù)增大到7時,亞燃燃燒室的燃燒效率受產(chǎn)物離解限制,而超燃沖壓發(fā)動機具有更大的燃燒效率與燃燒放熱量,總體性能優(yōu)于亞燃沖壓發(fā)動機。采用數(shù)值模擬方法研究了進氣道壓縮比對燃燒室及發(fā)動機總體性能的影響。結(jié)果表明,在單獨改變進氣道外部轉(zhuǎn)折角或內(nèi)收縮比的情況下,隨壓縮比的增大,燃燒室的燃料質(zhì)量流率下降,發(fā)動機的推力與比沖逐漸下降,其性能變化規(guī)律為進氣道壓縮程度與燃燒室入口面積擴張比共同作用的結(jié)果。在保持燃燒室入口面積不變的情況下,通過同時改變進氣道外部轉(zhuǎn)折角與內(nèi)收縮比以獲得不同的壓縮比。隨進氣道外轉(zhuǎn)折角增大,壓縮比逐漸增大,發(fā)動機的推力與比沖由于總壓損失的增大而逐漸下降。建立了固體燃料超燃沖壓發(fā)動機一體化分析模型,采用工程預估方法計算飛行器氣動特性,根據(jù)斜激波理論與準一維流動理論建立了推進系統(tǒng)性能分析模型,并根據(jù)試驗數(shù)據(jù)與數(shù)值計算結(jié)果進行了對比驗證。結(jié)合理論分析模型和數(shù)值模擬方法對固體燃料超燃沖壓發(fā)動機進行設計優(yōu)化研究。結(jié)果表明,燃燒室設計中應采用盡可能大的等直段長度與盡可能小的擴張角。當進氣道增壓比約為25時,對燃燒室進行優(yōu)化設計后,發(fā)動機推力與比沖達到最優(yōu)值。飛行器的推力與阻力系數(shù)同時隨空燃比的減小而增大,0°攻角下當空燃比減小至11.5時飛行器的推阻比達到最大值。隨攻角增大,最大推阻比所對應的空燃比逐漸增大。當攻角增大到8°時,空燃比取12.6時推阻比達到最大值。采用數(shù)值模擬方法研究了來流條件對固體燃料超燃沖壓發(fā)動機總體性能的影響。分析表明,在飛行馬赫數(shù)不變的情況下,隨飛行高度的增加,燃料質(zhì)量流率減小導致發(fā)動機推力與比沖下降。由于推力系數(shù)減小與阻力系數(shù)增大,發(fā)動機的推阻比隨飛行高度的增大而減小。在保持動壓不變的條件下,隨飛行馬赫數(shù)增大,推力系數(shù)與阻力系數(shù)總體呈下降趨勢,推阻比在設計點Ma=6時取得最大值。
【關鍵詞】：固體燃料超燃沖壓發(fā)動機 理論模型 數(shù)值模擬 設計優(yōu)化 總體性能
【學位授予單位】：北京理工大學
【學位級別】：博士
【學位授予年份】：2015
【分類號】：V23
【目錄】：

• 摘要5-7
• ABSTRACT7-20
• 第1章 緒論20-42
• 1.1 研究背景和意義20-25
• 1.2 固體燃料超燃沖壓發(fā)動機研究綜述25-40
• 1.2.1 固體燃料沖壓發(fā)動機的應用發(fā)展現(xiàn)狀25-28
• 1.2.2 固體燃料超燃沖壓發(fā)動機試驗研究28-31
• 1.2.3 固體燃料超燃沖壓發(fā)動機理論研究31-35
• 1.2.4 固體燃料超燃沖壓發(fā)動機構(gòu)型設計研究35-38
• 1.2.4.1 進氣道35-37
• 1.2.4.2 燃燒室37-38
• 1.2.4.3 尾噴管38
• 1.2.5 固體燃料超燃沖壓發(fā)動機研制中的關鍵技術38-40
• 1.3 主要研究內(nèi)容40-42
• 第2章 固體燃料超燃沖壓發(fā)動機工作過程物理數(shù)學模型42-55
• 2.1 固體燃料超燃沖壓發(fā)動機工作過程42-43
• 2.2 流動與燃燒計算模型43-51
• 2.2.1 基本假設43
• 2.2.2 流動控制方程43-46
• 2.2.3 湍流模型46-50
• 2.2.4 燃燒模型50-51
• 2.2.5 有限體積法51
• 2.3 固體燃料的退移速率模型51-52
• 2.4 計算驗證52-54
• 2.5 本章小結(jié)54-55
• 第3章 固體燃料超燃與亞燃沖壓發(fā)動機的性能對比55-83
• 3.1 固體燃料超燃與亞燃沖壓發(fā)動機設計55-61
• 3.1.1 進氣道56-61
• 3.1.1.1 外壓縮段56-57
• 3.1.1.2 內(nèi)收縮段57-59
• 3.1.1.3 隔離段59-60
• 3.1.1.4 進氣道計算構(gòu)型60-61
• 3.1.2 燃燒室/噴管61
• 3.2 計算邊界及網(wǎng)格61-62
• 3.3 飛行馬赫數(shù)6下的性能對比分析62-73
• 3.3.1 進氣道流場分析63-65
• 3.3.2 燃燒室/噴管內(nèi)流場分析65-72
• 3.3.3 總體性能對比72-73
• 3.4 飛行馬赫數(shù)7下的性能對比分析73-77
• 3.5 飛行馬赫數(shù)8下的性能對比分析77-79
• 3.6 固體燃料超燃沖壓發(fā)動機初步實驗研究79-81
• 3.7 本章小結(jié)81-83
• 第4章 進氣道壓縮比對發(fā)動機性能的影響83-103
• 4.1 計算模型及邊界條件83-84
• 4.2 內(nèi)收縮比對發(fā)動機性能的影響84-93
• 4.3 外部轉(zhuǎn)折角對發(fā)動機性能的影響93-99
• 4.4 相同進氣道出.面積下的壓縮比對發(fā)動機性能的影響99-101
• 4.5 本章小結(jié)101-103
• 第5章 固體燃料超燃沖壓發(fā)動機構(gòu)型優(yōu)化研究103-138
• 5.1 氣動/推進耦合建模103-117
• 5.1.1 一體化算力體系103-104
• 5.1.2 空氣動力模型104-108
• 5.1.2.1 無粘氣動力特性計算104-108
• 5.1.2.2 摩擦阻力計算108
• 5.1.3 固體燃料超燃沖壓發(fā)動機推力模型108-117
• 5.1.3.1 進氣道109-110
• 5.1.3.2 隔離段110-111
• 5.1.3.3 燃燒室111-115
• 5.1.3.4 尾噴管115
• 5.1.3.5 計算驗證115-117
• 5.2 燃燒室優(yōu)化設計研究117-123
• 5.2.1 相同燃燒室總長度118-121
• 5.2.2 相同燃料流量121-123
• 5.3 進氣道與燃燒室的匹配設計研究123-136
• 5.3.1 進氣道壓縮比與燃燒室的匹配特性123-130
• 5.3.1.1 進氣道內(nèi)外壓縮比分配124-126
• 5.3.1.2 進氣道壓縮比優(yōu)化126-130
• 5.3.2 空燃比的影響130-133
• 5.3.3 高馬赫數(shù)下進氣道/燃燒室匹配設計的初步研究133-136
• 5.4 本章小結(jié)136-138
• 第6章 固體燃料超燃沖壓發(fā)動機適應性研究138-155
• 6.1 計算邊界及網(wǎng)格138-139
• 6.2 飛行高度對發(fā)動機性能的影響139-147
• 6.3 飛行馬赫數(shù)對發(fā)動機性能的影響147-153
• 6.4 本章小結(jié)153-155
• 第7章 總結(jié)與展望155-159
• 7.1 本文研究總結(jié)155-157
• 7.2 本文創(chuàng)新點157
• 7.3 未來工作展望157-159
• 參考文獻159-170
• 攻讀學位期間發(fā)表論文與研究成果清單170-171
• 致謝171

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本文編號：587187