带凹腔火焰稳定器的固体火箭超燃冲压发动机燃烧室试验研究

doi:10.13675/j.cnki.tjjs.190622

推进技术 ›› 2021, Vol. 42 ›› Issue (2): 319-326.DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.190622

带凹腔火焰稳定器的固体火箭超燃冲压发动机燃烧室试验研究

马立坤，李潮隆，夏智勋，赵翔

国防科技大学空天科学学院高超声速冲压发动机技术重点实验室，湖南长沙 410073

出版日期:2021-02-02 发布日期:2021-08-15
作者简介:马立坤，博士，讲师，研究领域为新型固体推进技术。E-mail：malikun@nudt.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金（11572349；51706241）。

Experimental Investigation of Solid Rocket Scramjet Combustor with Cavity Flameholder

Science and Technology on Scramjet Laboratory，College of Aerospace Science and Engineering，National University of Defense Technology，Changsha 410073， China

Online:2021-02-02 Published:2021-08-15

摘要/Abstract

摘要： 以含硼贫氧固体推进剂为燃料，对带凹腔火焰稳定器的固体火箭超燃冲压发动机燃烧室构型首次开展了地面直连试验研究。试验模拟了23km，5.5Ma的飞行工况，通过测量压强、推力和流量等参数，得出了燃烧室性能。试验结果表明：一次富燃燃气在燃气发生器喉部沉积导致燃气流量持续提高，试验过程中当量比由0.44逐渐增加至0.54；本文所研究的凹腔稳焰结构提高了富燃燃气中气相可燃组分的燃烧效率，但对于凝相颗粒燃烧的促进效果不明显；试验工况下发动机总燃烧效率约48%，高空比冲约为423s，高于文献中所报道的中心支板喷射稳焰的固体火箭超燃冲压发动机试验比冲性能。

关键词: 固体火箭超燃冲压发动机;凹腔;燃气发生器;含硼贫氧固体推进剂;燃烧室性能

Abstract: The direct-connection test of solid rocket scramjet with cavity flameholder using boron-containing fuel-rich propellant was carried out. The simulated flight conditions was 23km and 5.5Ma. The supersonic combustor performance was calculated by measured pressure， thrust and flow rate. The experimental results show that due to the deposit of the combustion product， the fuel mass flow rate continuously increased during the test， and the equivalence ratio increased from 0.44 to 0.54. The cavity flameholder studied in the current paper indeed prompt the combustion efficiency of gas phase， however， no obvious improvements on the combustion efficiency of condensed phase has been observed. In this experimental condition， the total combustion efficiency was 48%， and the specific impulse was 423s， higher than that of the central strut injection configuration mentioned in reference.

Key words: Solid rocket scramjet;Cavity;Gas generator;Boron-containing fuel-rich solid propellant;Combustor performance

马立坤，李潮隆，夏智勋，赵翔. 带凹腔火焰稳定器的固体火箭超燃冲压发动机燃烧室试验研究[J]. 推进技术, 2021, 42(2): 319-326.

MA Li-kun, LI Chao-long, XIA Zhi-xun, ZHAO Xiang. Experimental Investigation of Solid Rocket Scramjet Combustor with Cavity Flameholder[J]. Journal of Propulsion Technology, 2021, 42(2): 319-326.

参考文献

[1] Curran Edward T. Scramjet Engines： The First Forty Years［J］. Journal of Propulsion and Power， 2001， 17（6）： 1138-1148.
[2] Waltrup P J， White M E， Zarlingo F. History of US Navy Ramjet， Scramjet， and Mixed-Cycle Propulsion Development［J］. Journal of Propulsion and Power， 2002， 18（1）： 14-27.
[3] 王振国，梁剑寒，丁猛，等. 高超声速飞行器动力系统研究进展［J］. 力学进展， 2009， 39（6）： 716-739.
[4] 俞刚，范学军. 超声速燃烧与高超声速推进［J］. 力学进展， 2013， 43（5）： 449-472.
[5] Witt Micheal A. Investigation into the Feasibility of Using Solid Fuel Ramjets for High Supersonic/Low Hypersonic Tactical Missiles［D］. Monterey： Naval Postgraduate School， 1989.
[6] Angus William J. An Investigation into the Performance Characteristics of a Solid Fuel Scramjet Propulsion Device［D］. Monterey： Naval Postgraduate School， 1991.
[7] Adela Ben-Yakar， Gany Alon. Experimental Study of a Solid Fuel Scramjet［R］. AIAA 94-2815.
[8] Adela Ben-Yakar， Natan Benveniste， Gany Alon. Investigation of a Solid Fuel Scramjet Combustor［J］. Journal of Propulsion and Power， 1998， 14（4）： 447-455.
[9] Xinyan Pei， Zhiwen Wu， Zhijun Wei， et al. Numerical Investigation on Internal Regressing Shapes of Solid-Fuel Scramjet Combustor［J］. Journal of Propulsion and Power， 2013， 29（5）： 1041-1051.
[10] 王利和，武志文，迟鸿伟，等. 不同台阶高度下固体燃料超燃冲压发动机燃烧室初始型面变化规律［J］. 推进技术， 2013， 34（11）： 1493-1498.
[11] 王利和，武志文，迟鸿伟，等. 固体燃料超燃冲压发动机燃烧室流场准一维计算方法研究［J］. 固体火箭技术， 2013， 36（6）： 742-747.
[12] Lihe Wang， Zhiwen Wu， Hongwei Chi. Numerical and Experimental Study on the Solid-Fuel Scramjet Combustor［J］. Journal of Propulsion and Power， 2014， 31（2）： 685-693.
[13] 迟鸿伟，魏志军，王利和，等. 固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中PMMA自点火性能数值研究［J］. 推进技术， 2014， 35（6）： 799-808.
[14] 陶欢，魏志军，迟鸿伟，等. 等直段直径对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响［J］. 推进技术， 2015， 36（6）： 884-892.
[15] 刘伟凯，陈林泉，杨向明. 固体燃料超燃冲压发动机燃烧室掺混燃烧数值研究［J］. 固体火箭技术， 2012， 35（4）： 457-462.
[16] Zhong Lv， Zhixun Xia， Bin Liu， et al. Experimental and Numerical Investigation of a Solid-Fuel Rocket Scramjet Combustor［J］. Journal of Propulsion and Power， 2016， 32（2）： 273-278.
[17] Zhong Lv， Zhixun Xia， Bing Liu， et al. Preliminary Experimental Study on Solid-Fuel Rocket Scramjet Combustor［J］. Journal of Zhejiang University-SCIENCE A （Applied Physics & Engineering）， 2017， 18（2）： 106-112.
[18] 吕仲. 固体火箭超燃冲压发动机理论与试验研究［D］. 长沙：国防科技大学， 2017.
[19] Yang Liu， Yonggang Gao， Lei Shi， et al. Preliminary Experimental Study on Solid Rocket Fuel Gas Scramjet［J］. Acta Astronautica， 2018， 153： 146-153.
[20] 刘洋，高勇刚，余晓京，等. 固体火箭燃气超燃冲压发动机概念分析（Ⅰ）——全流道一体化设计［J］. 固体火箭技术， 2018， 41（4）： 403-413.
[21] 高勇刚，刘洋，余晓京，等. 固体火箭燃气超燃冲压发动机燃烧组织技术研究［J］. 推进技术， 2019， 40（1）： 140-150.
[22] 徐大军，蔡国飙. 高超声速飞行器技术［M］. 北京：科学出版社， 2012.
[23] Gordon S， Mcbride B J. Computer Program for Calculation of Complex Chemical Equilibrium Compositions and Applications， Part 1： Analysis［M］. Washington DC： NASA Reference Publication， 1994.
[24] Chaolong Li， Zhixun Xia， Likun Ma， et al. Numerical Study on the Solid Fuel Rocket Scramjet Combustor with Cavity［J］. Energies， 2019， 12（7）： 1-17.

带凹腔火焰稳定器的固体火箭超燃冲压发动机燃烧室试验研究

Experimental Investigation of Solid Rocket Scramjet Combustor with Cavity Flameholder

PDF

可视化

摘要/Abstract

引用本文

使用本文

参考文献

相关文章 0

编辑推荐

Metrics

本文评价