針對采用含硼固體貧氧推進劑的固體火箭超燃沖壓發(fā)動機中凝相顆粒超音速燃燒組織難題,建立了模塊化燃燒性能試驗平臺,超音速燃燒室入口馬赫數(shù)為2.65,入口有一后向臺階,高溫富燃燃氣從后向臺階后噴注進入燃燒室,通過開展不同一次燃氣噴注位置、噴注結構等參數(shù)下的地面直連試驗研究,獲得了不同燃氣噴注位置和燃氣噴注參數(shù)對摻混燃燒的影響規(guī)律。試驗結果表明,采用含硼固體貧氧推進劑的固體火箭超燃沖壓發(fā)動機實現(xiàn)了可靠穩(wěn)定燃燒,通過增大后向臺階形成的摻混燃燒回流區(qū)和提高燃氣摻混均勻度,可提高發(fā)動機摻混燃燒性能,最優(yōu)試驗工況下,燃燒室總壓損失為72.7%,燃燒效率為0.793,燃燒室推力增益為459 N,計算得到的發(fā)動機比沖為7301 N·s/kg。 

【文章來源】：固體火箭技術. 2020,43(05)北大核心CSCD

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【部分圖文】：

矩形燃燒室示意圖

圖1 矩形燃燒室示意圖為考核燃氣噴注參數(shù)對固體超燃發(fā)動機燃燒性能的影響，設計不同的燃氣噴注結構，燃氣噴注結構起著將燃氣發(fā)生器產(chǎn)生的燃氣分散并噴注到燃燒室前段與空氣摻混燃燒的作用，燃氣噴注結構由入口逐步沿燃燒室寬度方向擴張，出口設置燃氣噴注小孔。不同規(guī)格燃氣噴注結構如圖3所示。

為考核燃氣噴注參數(shù)對固體超燃發(fā)動機燃燒性能的影響，設計不同的燃氣噴注結構，燃氣噴注結構起著將燃氣發(fā)生器產(chǎn)生的燃氣分散并噴注到燃燒室前段與空氣摻混燃燒的作用，燃氣噴注結構由入口逐步沿燃燒室寬度方向擴張，出口設置燃氣噴注小孔。不同規(guī)格燃氣噴注結構如圖3所示。圖3可知，試驗燃氣噴注結構分為2孔噴注和3孔噴注兩種結構，為考核燃氣擾流結構對固體火箭超燃發(fā)動機燃燒性能的影響，在3孔噴注結構基礎上增加擾流鋸齒，使一次燃氣形成不同的穿透深度，提高一次燃氣與超音速空氣的摻混均勻度。擾流鋸齒的尺寸考慮堵塞比的影響，以保證燃燒室仍為超音速流動。

【參考文獻】：
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本文編號：3602695