导读:本文包含了固体火箭冲压发动机补燃室论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:硅橡胶,烧蚀试验方法,烧蚀率,微观形貌
固体火箭冲压发动机补燃室论文文献综述
查柏林,石易昂,王金金,马云腾[1]（2018）在《固体火箭冲压发动机补燃室绝热层烧蚀试验方法》一文中研究指出基于自主研发的氧-煤油烧蚀试验系统,发展了一种用于固体火箭冲压发动机补燃室热结构及材料烧蚀研究的试验方法。采用该方法开展了某型室温硫化硅橡胶基绝热材料的烧蚀试验,试验分别在含氧化铝粒子侵蚀和无粒子侵蚀条件下进行,并根据SEM图对比分析了粒子对材料表面微观形貌的侵蚀效应。结果表明:无粒子侵蚀条件下的试样经烧蚀后膨胀并分层,其平均线烧蚀率为-0.025mm/s;而粒子侵蚀条件下的试样平均线烧蚀率为1.901mm/s,试样中心区域的陶瓷层被粒子完全破坏,只留下极薄的热解层和裸露的碳纤维端部,碳纤维周围的基体主胶、颗粒填料及芳纶纤维均被高速焰流氧化剥离,充分说明粒子对绝热层材料的强剥蚀破坏效应;同时也验证了该方法能较好地模拟固冲发动机补燃室内的烧蚀热环境,可用于材料配方的筛选和耐烧蚀性能测试。(本文来源于《航空动力学报》期刊2018年04期）
刘仔,陈林泉,吴秋,王立武[2]（2017）在《固体火箭超燃冲压发动机补燃室构型的影响分析》一文中研究指出针对不同补燃室结构参数对固体火箭超燃冲压发动机补燃室掺混燃烧性能的影响进行研究,分析各级燃烧室的长度与扩张角度对补燃室性能的影响。采用基于密度的二阶迎风格式对补燃室掺混燃烧进行模拟,湍流模型和燃烧模型分别采用SST k-ω模型和涡团耗散模型。结果表明,提高燃烧效率与降低总压损失是相互矛盾的;燃烧效率随燃烧室长度的增加而增大,随燃烧室扩张角度的增加而减小;总压恢复系数随燃烧室长度的增加而减小,随燃烧室扩张角度的增加而增大;一级燃烧室的结构参数对燃烧效率与总压恢复系数的影响最大。当补燃室的总长与出口面积一定时,以发动机的总体性能参数作为补燃室构型的优化目标,对一、二级燃烧室长度与一、叁级燃烧室扩张角度进行优化。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2017年04期）
沈振华[3]（2016）在《富氧环境下固体火箭冲压发动机补燃室热防护层烧蚀数值仿真及实验研究》一文中研究指出在固体火箭冲压发动机工作过程中,补燃室内存在着燃气的二次燃烧,其头部的空气射流和富燃燃气射流交互渗混涉及到多个回流区,由于热防护层传热量的增加,会造成热防护层壁面的烧蚀和减薄,甚至烧穿,影响冲压发动机结构完整性。本文对补燃室内流热耦合问题展开数值分析,选取合适数值模型,编制叁维计算程序计算并辅以相关的实验进行验证。(1)在固体火箭冲压发动机实验台上搭建非壅塞侧向进气冲压发动机实验系统,进行补燃室热防护层烧蚀实验研究,实验结果表明,对于侧向进气的固体火箭冲压发动机,进气道下游背风面的温度很高,热化学烧蚀特别严重,需要重点分析。(2)针对固体火箭冲压发动机补燃室内流场中复杂湍流流动和组分化学反应等问题,选取合适的数值格式,结合多组分带化学反应Navier-Stokes可压缩气体方程以及颗粒轨道模型,采用有限体积法、AUSM计算格式、k-ε湍流模型,气相湍流燃烧采用涡耗散模型、两相湍流燃烧采用简化PDF模型,建立了叁维多组分气固两相流场仿真方法,编制了相关数值计算程序,对二次燃烧过程中的补燃室流热耦合两相流问题进行了数值计算。仿真结果表明,进气道附近温度较高的原因是因为大量的Al粒子以及一次燃烧产物在进气道下游处与主流内氧气剧烈反应,在主流进气的影响下凝相颗粒分散在进气道射流周围,并与壁面发生碰撞,使壁面热化学烧蚀相当严重。另外,当空燃比提高时,进气道周围的高温区向补燃室头部前移,数值仿真结果和实验结论符合较好,为壁面烧蚀的数值仿真奠定了基础。(3)针对补燃室内壁和内流场之间的不同传热方式,利用变热物性模型计算模型和添加源项以计算碳的质量流率的方法,推算热防护层近壁面的烧蚀率,建立了可以描述富氧环境下以固体火箭冲压发动机补燃室中流场状态为边界条件的结构场特征模型,编制了相关计算程序。计算结果表明,在进气道下游补燃室内的温度及热化学烧蚀随发动机工作时间加长而增大,在同一时间步长内温度且沿轴向呈递减趋势,最后将数值模拟结果与实验参数进行对比验证了仿真的可靠性。(本文来源于《南京理工大学》期刊2016-12-01）
崔立堃,李卓,张永芝,周君[4]（2016）在《固体火箭冲压发动机补燃室沉积数值模拟》一文中研究指出考虑液态颗粒碰撞和聚合过程、液态颗粒和壁面碰撞过程,建立了固体火箭冲压发动机补燃室沉积数值计算模型,对模型发动机补燃室内颗粒之间碰撞、沉积的相互作用过程进行了数值模拟,得到了颗粒沿轴向和沿出口平面径向方向的分布情况,并计算得到了补燃室壁面不同段的沉积层厚度值。将计算结果与试验结果进行对比,最大误差为0.8mm,表明该计算模型具有较高的计算精度。(本文来源于《应用力学学报》期刊2016年04期）
李理,杨涛,程兴华,杨林[5]（2012）在《固体火箭冲压发动机补燃室硅基绝热层烧蚀模型》一文中研究指出为了评估固冲发动机硅基绝热层的烧蚀性能,对硅基绝热层的烧蚀形成机制进行了分析并建立了数值模型。硅基绝热层烧蚀由气动冲蚀,化学烧蚀,颗粒剥蚀叁个部分构成。数值结果表明,硅基绝热层失效的主要原因是气动冲蚀,化学烧蚀与颗粒剥蚀影响较小。理论计算同试验获得的烧蚀形态基本吻合,冲压发动机严重烧蚀部位在进气道两侧的下游区域。从结构设计上看,冲压发动机防隔热设计的重点应是降低冲压发动机气流冲蚀影响。(本文来源于《推进技术》期刊2012年03期）
李理,杨涛,刘巍[6]（2011）在《固体火箭冲压发动机补燃室掺混段硅基绝热层冲蚀分析》一文中研究指出硅基绝热层在补燃室高温环境中形成的熔融层受到高速气流的剪切作用,逐渐脱离炭化层,形成冲蚀现象。通过建立冲压发动机绝热层气动吹除过程的数学模型,对发动机绝热层的冲蚀过程进行了数值模拟。结果表明,冲蚀强度同当地气流温度及流速紧密相关;在进气道下游,两进气道之间绝热层受到的冲蚀作用最强;补燃室头部温度较高,但是由于气流流速较低,受气流冲蚀影响较小。对比表明,气流温度与速度共同决定的热流密度控制熔融层的形成速度,对于稳定发展的发动机流场,冲蚀作用主要受绝热层气流速度控制。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2011年04期）
张永芝,李卓,李海龙[7]（2009）在《固体火箭冲压发动机补燃室流场叁维数值计算研究》一文中研究指出应用概率密度函数非预混模型,对固体火箭冲压发动机补燃室内的湍流燃烧进行了数值模拟。模拟结果表明:补燃室内发生着复杂的叁维化学反应流动,存在对掺混燃烧有重要影响的头部回流和轴向涡流。补燃室内复杂的温度分布和空气与燃气的掺混、燃烧及流动状态有密切关系。提高空燃比,可增强补燃室中燃气的回流和轴向涡流强度,加大掺混力度,从而提高燃烧效率。(本文来源于《航空发动机》期刊2009年03期）
张磊[8]（2009）在《增程固体火箭冲压发动机补燃室燃烧特性研究》一文中研究指出本文以冲压增程弹药相关研究工作为背景,展开增程固体火箭发动机补燃室燃烧特性的研究。本文从实验和数值模拟两方面,对静止和旋转增程固体火箭发动机补燃室燃烧流场进行了研究。首先建立研究静止增程固体火箭冲压发动机补燃室燃烧特性的物理和数学模型。湍流流动模型采用标准k-ε模型,湍流燃烧模型采用涡耗散模型和PDF模型,同时考虑相间耦合模型。网格模型采用结构化网格。采用本文所研究的物理模型和数学模型,对增程固体火箭冲压发动机补燃室燃烧流场进行了数值模拟,得到了合理的流场结构和气体状态参数的分布。详细分析了不同颗粒直径、颗粒含量、补燃室出口压强、补燃室入口空气温度、空然比和Mg含量对补燃室燃烧效率和气体状态参数分布的影响。结果表明：由于本文研究的固体火箭冲压发动机结构特殊,在补燃室头部会出现两处扩散火焰峰面,随后在补燃室中部混合成为一个火焰；随着A1颗粒直径的增大,燃烧效率降低,出口温度下降；随着空燃比的增大,燃烧效率降低；随着颗粒含量的增加,颗粒燃烧绝对质量增加,燃烧效率降低；Mg含量的增加有利于提高A1的燃烧效率；在相同Mg含量下,随着颗粒直径的增大,燃烧效率降低。考虑颗粒由于旋转作用产生的附加作用力,对旋转情况下增程固体火箭冲压发动机补燃室分别进行了气相和两相流场的数值模拟,湍流流动模型采用雷诺应力模型。详细研究转速对补燃室流场的影响。利用固体火箭冲压发动机直连式试验系统分别对壅塞式中心进气冲压发动机进行了燃气发生器内弹道和性能特性联管试验研究,对非壅塞式侧向进气冲压发动机进行了性能特性联管试验研究。获得的补燃室内压力和温度值与数值模拟结果比较,发现二者基本一致,验证了本文建立的数学模型和采用的数值计算方法是正确可行的。实验测得的温度和压强响应曲线在时间区域上变化相一致,证明了固体火箭冲压发动机能正常工作。通过本文研究,得到了增程固体火箭冲压发动机补燃室燃烧流场特性和大量实用的冲压发动机性能特性试验数据。实践表明,本文的研究工作对固体火箭冲压发动机补燃室的设计和应用具有指导意义,同时对进一步开展增程固体火箭冲压发动机的研究奠定了坚实的基础。(本文来源于《南京理工大学》期刊2009-06-01）
刘亚东,孙振华,周磊,王希亮[9]（2009）在《固体火箭冲压发动机补燃室梯度热防护体系研究》一文中研究指出为了解决固体火箭冲压发动机补燃室长时间热防护问题,展开了补燃室梯度热防护系统研究,建立了梯度隔热的热防护方案,计算了各项热流密度。计算考虑以下传热过程:燃气通过辐射、对流的方式将热量传给硬质层,硬质层通过热传导的形式传给柔性梯度隔热层、壳体,最后以自由对流和辐射换热的方式将热量传递给周围空气和环境。分析了各隔热层厚度分配对于壁面温度的影响,设计了梯度隔热燃烧室,并进行了直连式试验,测试结果满足发动机总体要求。试验和计算结果证明梯度隔热方案满足热防护要求。(本文来源于《弹箭与制导学报》期刊2009年02期）
郭莹,吴虎,韩文俊[10]（2009）在《含硼固体火箭冲压发动机中燃气旋流角对补燃室的影响》一文中研究指出为了优化含硼固体火箭冲压发动机的补燃性能,采用涡团耗散湍流燃烧模型和颗粒轨道模型,建立了补燃室两相流燃烧模型;采用计算流体力学软件对补燃室内的流动和燃烧进行了模拟仿真。通过对流场计算结果的分析探讨得出结论:补燃效率随着旋流角的增加存在最佳值,硼颗粒的点火和燃烧条件随旋流角的增加而得到优化。(本文来源于《科学技术与工程》期刊2009年04期）
固体火箭冲压发动机补燃室论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
针对不同补燃室结构参数对固体火箭超燃冲压发动机补燃室掺混燃烧性能的影响进行研究,分析各级燃烧室的长度与扩张角度对补燃室性能的影响。采用基于密度的二阶迎风格式对补燃室掺混燃烧进行模拟,湍流模型和燃烧模型分别采用SST k-ω模型和涡团耗散模型。结果表明,提高燃烧效率与降低总压损失是相互矛盾的;燃烧效率随燃烧室长度的增加而增大,随燃烧室扩张角度的增加而减小;总压恢复系数随燃烧室长度的增加而减小,随燃烧室扩张角度的增加而增大;一级燃烧室的结构参数对燃烧效率与总压恢复系数的影响最大。当补燃室的总长与出口面积一定时,以发动机的总体性能参数作为补燃室构型的优化目标,对一、二级燃烧室长度与一、叁级燃烧室扩张角度进行优化。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
固体火箭冲压发动机补燃室论文参考文献
[1].查柏林,石易昂,王金金,马云腾.固体火箭冲压发动机补燃室绝热层烧蚀试验方法[J].航空动力学报.2018
[2].刘仔,陈林泉,吴秋,王立武.固体火箭超燃冲压发动机补燃室构型的影响分析[J].固体火箭技术.2017
[3].沈振华.富氧环境下固体火箭冲压发动机补燃室热防护层烧蚀数值仿真及实验研究[D].南京理工大学.2016
[4].崔立堃,李卓,张永芝,周君.固体火箭冲压发动机补燃室沉积数值模拟[J].应用力学学报.2016
[5].李理,杨涛,程兴华,杨林.固体火箭冲压发动机补燃室硅基绝热层烧蚀模型[J].推进技术.2012
[6].李理,杨涛,刘巍.固体火箭冲压发动机补燃室掺混段硅基绝热层冲蚀分析[J].固体火箭技术.2011
[7].张永芝,李卓,李海龙.固体火箭冲压发动机补燃室流场叁维数值计算研究[J].航空发动机.2009
[8].张磊.增程固体火箭冲压发动机补燃室燃烧特性研究[D].南京理工大学.2009
[9].刘亚东,孙振华,周磊,王希亮.固体火箭冲压发动机补燃室梯度热防护体系研究[J].弹箭与制导学报.2009
[10].郭莹,吴虎,韩文俊.含硼固体火箭冲压发动机中燃气旋流角对补燃室的影响[J].科学技术与工程.2009