增强大推力火箭发动机燃烧稳定性裕度的方法

针对重型运载大推力液体火箭发动机自发激励高频燃烧不稳定性的技术风险,总结和分析了影响大推力液氧煤油火箭发动机燃烧稳定性裕度的因素,主要包括燃烧室声学固有频率、燃烧室结构和喷嘴几何结构。结果表明:发动机喷注器附近的推进剂燃烧区、燃烧室收敛段对燃烧室声学固有频率有较大影响;燃烧室长度为燃烧室直径的0.205倍或0.205的奇数倍时有相对最好的燃烧稳定性;气液同轴式喷嘴长度为燃烧室一阶切向振荡频率的0.5倍时,能传递最大的振荡能量。最后,提出了一种增强燃烧稳定性裕度、避免出现切向振型高频燃烧不稳定性的燃烧室设计方法。     

液氧煤油补燃发动机喷注器高频燃烧不稳定性的试验研究

针对液氧煤油高压补燃循环发动机高频燃烧不稳定性这一突出问题,建立了喷注单元的低压高频燃烧不稳定性模拟试验系统,使用气气推进剂。利用相似准则设计了缩比燃烧室,研究了全尺寸气液同轴式喷注器的结构尺寸和工作参数对燃烧稳定性的影响。结果表明,激发高频燃烧不稳定性时火焰变短,燃烧室压力出现大幅振荡并伴随啸叫;喷注器缩进室长度对燃烧稳定性裕量有很大影响并存在相对最佳值。试验结果可以指导发动机燃烧室的燃烧稳定性设计和评估,在发动机研制初期筛选燃烧稳定性相对最好的喷注器结构。     

某双脉冲发动机压力振荡产生机理及抑制方法分析

以某双脉冲发动机二脉冲工作时出现的压力振荡现象为研究对象,建立燃烧室内的声腔和流动模型,采用有限元和大涡模拟算法及声涡耦合机理对压力振荡出现的原因进行了研究,并对采用扰流环抑制压力振荡的原理进行了分析。研究结果表明:该发动机二脉冲工作时出现的压力振荡由声涡耦合引起,在发动机中增加扰流环结构可提高发动机工作初期的漩涡脱落频率,使该频率远离发动机燃烧室声腔的轴向一阶声频,从而抑制压力振荡的发生。     

非线性燃烧不稳定振荡幅值演化特征信号辨识方法研究

固体火箭发动机非线性不稳定压强振荡信号存在明显的多阶模态共存现象，且各个模态幅值随时间变化特性不同，模态之间存在振荡能量的传递与演化过程。为研究非线性燃烧不稳定模态间能量传递的演化规律，首先需要对振荡信号进行准确的模态分解。基于变分模态分解(VMD)方法，提出了一种可用于固体火箭发动机非线性不稳定振荡信号的自适应模态分解方法SPSO-VMD,解决了传统VMD方法无法自适应问题，在提高信号分解精度的同时极大的降低了计算时间。基于该方法，对典型的非线性燃烧不稳定信号的各阶模态进行了分解和分析。结果表明，该方法能准确地获得非线性燃烧不稳定振荡信号中各阶模态的频率和幅值，频率误差为0,幅值误差小于0.5%。最后，将该方法应用于真实发动机振荡数据获得了各阶模态幅值信息，为后续各阶模态之间能量传递演化研究提供了关键、准确的数据支撑。     

双脉冲固体火箭发动机燃烧室声腔特性仿真分析与试验研究

相比传统固体发动机,双脉冲固体火箭发动机利用隔舱装置将推进剂装药分段隔离,实现二次启动和间歇推力。因其燃烧室声腔结构复杂,声腔特征长度的定义模糊,导致无法准确计算燃烧室声腔模态频率。为了深入研究发动机声模态特性,避免燃烧室声腔与弹体结构或发动机内流场发生耦合、诱发不稳定燃烧现象,通过仿真分析获得了声腔的固有频率和振型,结合试验结果验证了数值模型的正确性,并首次明确了燃烧室特征长度的提取方法,对圆柱形声腔频率计算公式进行了修正,建立了适用于双脉冲固体火箭发动机的声腔频率计算模型,提高了发动机声模态分析的效率和精度。     

基于AMESim的姿控发动机压力振荡传递特性研究

扰动压力在发动机液路中传递时,会引发燃烧室和供应管路耦合振荡,进而导致系统失稳。基于AMESim软件建立姿控发动机仿真模型,在供应管路和燃烧室两种压力扰动输入条件下,通过计算液路压力扰动率,分析了中频不稳定压力振荡传递特性。结果表明:供应管路压力扰动向下游传递时呈线性增长,燃烧室压力扰动向上游传递时迅速衰减。受激振荡压力幅值随振荡频率的增加先增大后减小,并存在谐振峰值。燃料管路对供应压力扰动敏感性较高,而氧化剂管路则对燃烧室压力扰动敏感性较高。扰动压力在谐振频率附近影响较大,系统受激振荡剧烈,而受到其他频率影响较小。     

燃油分配对超燃冲压发动机的性能影响仿真分析

针对超燃冲压发动机两级燃油分配对内流道流动过程、燃烧模态、发动机性能及调节特性的影响问题,建立了发动机一维流动分析模型;对马赫数6/当量比1,马赫数6/当量比0.6,马赫数4/当量比1三种工况不同的一级/二级燃烧室燃油分配比例下的流动过程进行了仿真,并获得了不同燃油分配规律下的发动机性能.通过分析表明：超燃冲压发动机的两级燃油分配比例直接影响发动机内流道内的流动参数分布、燃烧模态及发动机比冲等性能参数.对于马赫数6/当量比1工况,当一级燃烧室的燃油分配比例为30％～70％时,可在全流道内组织纯超声速燃烧,最高比冲超过800 s;对于马赫数6/当量比0.6工况,即使将所有的燃油均在一级燃烧室喷入,流道也不会壅塞,该工况下最大比冲超过800s;对于马赫数4/当量比1工况,燃烧室内组织亚声速燃烧,最大比冲为1 031.9 s;为保证亚声速燃烧扰动不传递到燃烧室入口外,一级燃油分配比例不应过高.     

发动机燃烧室中火焰对来流扰动的动态响应研究综述

以航空航天发动机和工业燃气轮机燃烧室中的热声振荡为背景，介绍了热声不稳定性的基本概念和物理特性。首先，讨论了燃烧室中火焰对来流扰动的动态响应，分析了受扰动影响时火焰热释放率的脉动过程，回顾了火焰传递函数和火焰描述函数的实验、仿真和理论研究方法及结果。之后，讨论并分析了横纵向扰动、纵向双频率扰动以及考虑火焰曲率效应下的火焰响应特性。最后，介绍了近年来学界发现的一种与火焰响应密切相关的热声不稳定现象——固有热声不稳定，探究了火焰响应对固有热声不稳定模态的影响作用，分析了火焰响应在燃烧室热声振荡系统中的作用。     

湍流、喷雾模型对氢氧火箭发动机燃烧仿真的影响

基于完善的压力隐式算子分裂(PISO)算法,通过改变κ-ε两方程湍流模型和喷雾模型,对氢氧火箭发动机不稳定燃烧进行数值仿真。比较理论分析和数值仿真的结果得出,在二维情况下,液滴碰撞模型和TAB液滴破碎模型不适于模拟氢氧火箭发动机不稳定燃烧;TVB液滴破碎模型与κ-ε两方程湍流模型的组合情况能够捕捉到燃烧室中的压力振荡,但不能体现出振荡频率;而采用Realizableκ-ε湍流模型不考虑液滴雾化模型时不但能够捕捉燃烧室内压力振荡情况,还能够很好地得出振荡频率的分布情况。     

固体超燃冲压发动机燃烧模态转换研究

对固体超燃冲压发动机的模态转换现象和燃烧室工作特性开展了地面直连试验和数值模拟研究。试验在Ma=6,25 km的条件下实现燃烧模态由超燃转换为亚燃，再转换为超燃的动态变化。数值模拟获得了对应燃烧模态下发动机燃烧室的流场参数变化及工作特性。将隔离段出口马赫数作为燃烧模态判别准则，基于隔离段绝热假设计算出隔离段出口马赫数，实现发动机燃烧模态的实时判别，并通过数值模拟结果验证了该方法的可行性。试验结果表明，改变燃料喷注方式能够实现燃烧模态的变化，亚燃模态下的性能明显高于超燃模态。数值结果表明，发动机隔离段及燃烧室内激波强度和位置受到横向射流与燃烧释热的共同影响，且不同燃烧模态下影响激波的主要因素不同。发动机燃烧室工作在亚燃模态下的性能最佳，总压恢复系数为0.44,总燃烧效率为0.79。其中，亚燃模态下硼颗粒和碳颗粒的燃烧效率分别为0.78和0.65。     

液体火箭发动机不稳定燃烧理论研究综述

研究背景简介液体火箭发动机不稳定燃烧源于燃烧化学反应和燃烧室内气体流动的藕合。不同类型的不稳定燃烧,尽管振荡频率和振幅不一样,但都是以压力振荡为特征,根据压力振荡频率的高低,发动机不稳定燃烧可分成三大类,即:低频率不稳定燃烧(喘振),中频不稳定燃烧(蜂鸣),高频不稳定燃烧(尖啸)。本文主要介绍高频不稳定燃烧的研究历史和现状,这种禾稳定燃烧,其试验观测到的振荡频率和理论计算的燃烧室内声波频率相近,因此被称作     

分级燃烧循环发动机启动过程的变结构控制

针对分级燃烧循环液体火箭发动机启动过程的特点，提出了一种变结构控制系统。将启动过程的控制量分解为期望控制输入和随机反馈控制输入，后者由变结构控制来确定。选择发动机涡轮泵转速，预燃室和燃烧室压力作为跟踪状态变量构造线性切换函数，采用分段的等速趋近率实现滑动模态控制。这种变结构控制结构简单且具有较强的鲁棒性，使发动机启动过程的稳定性增强，仿真研究验证了变结构控制系统的有效性。     

“固体火箭发动机燃烧不稳定”专栏导语

<正>固体火箭发动机燃烧不稳定是个传统问题，也是当前工业界和学术界面临的共同挑战。燃烧不稳定是推进剂非稳态燃烧、燃烧室内非稳态流动和结构声特性耦合作用的结果，飞行过载、用于姿态控制的直接作用力等外部因素也可能是触发燃烧不稳定的重要条件。目前，最常见的燃烧不稳定是飞行过程中偶发的，这类现象用燃烧稳定性的线性分析方法无法解释，还难以准确预示，对工程研制造成的影响更大。固体火箭发动机燃烧不稳定的研究涉及压强振荡信号的处理与分析、发动机结构振动、     

基于声能共振仿真的固体发动机声不稳定趋势研究

防空导弹发动机采用了大装填、大长径比、高压强等设计以提高性能,在复杂飞行条件下不稳定燃烧问题时有发生,致使发动机压强及推力振荡,对导弹的制导和控制造成了消极影响。针对防空导弹发动机出现的轴向声不稳定现象,从声能共振仿真角度出发,对发动机燃烧室声腔进行声学响应分析,根据发动机结构特性评估出现声不稳定的趋势,从而指导防空导弹发动机的设计。通过仿真计算,得到大长径比、锥体构型及工作后期更易出现声不稳定现象,与某型发动机的不稳定燃烧问题一致。     

飞行过载对固体火箭发动机不稳定燃烧的影响

针对某固体发动机飞行试验中出现的压强振荡现象，开展压强振荡特性分析、机理分析及声模态数值仿真，提出该非线性不稳定燃烧故障的两种可能的触发模式。通过建立脉冲激励试验方法及火箭橇过载模拟试验方法对故障发动机开展试验研究，并验证了导弹飞行过载是引起发动机不稳定燃烧的最主要原因。     

空腔位置及结构对脉冲压力振荡的影响

为了获得不同空腔位置及结构对脉冲压力振荡特性的影响规律,利用Fluent软件并结合UDF(用户自定义函数),对4种不同空腔模型的发动机开展了数值计算,得到了燃烧室内的流场结构与脉冲压力振荡特性,为发动机装药结构设计及不稳定燃烧抑制提供了理论指导。结果表明,头部空腔能有效衰减脉冲波动压力,有利于提高发动机的工作稳定性;中间位置空腔内容易产生旋涡脱落现象,继而诱发涡声耦合压力振荡,扩张式中间空腔内压力振荡比收敛式中间空腔内的压力振荡严重;末端空腔不仅削弱了喷管阻尼,而且在脉冲条件下易激发旋涡脱落,不利于发动机工作稳定性,在工程设计中,应慎重考虑翼面后置装药结构。     

一种运载火箭弹性自主辨识与自适应控制方法

针对新一代运载火箭箭体空间模态复杂、刚晃弹交联耦合严重、空间模态数据不确定大偏差导致控制参数适应性不足和弹性稳定裕度小的问题,提出一种运载火箭弹性频率在线辨识和自适应控制方法。该方法基于线性调频Z变换（CZT）完成主要弹性频率信号的辨识,并在线提取控制指令中的弹性能量,据此实现基于自适应增广控制（AAC）的控制参数在线调节,提高控制系统在不确定高阶弹性振动下的适应范围和稳定裕度,并详细分析了各项调节参数对系统稳定性的影响。仿真结果表明,提出的“CZT+AAC”方法能够较好地完成弹性稳定控制任务,显著增强运载火箭任务适应性和飞行可靠性。     

液氧/甲烷火箭发动机燃烧室稳定特性的实验研究

该研究的目的在于阐明液氧/甲烷火箭燃烧室的燃烧稳定特性、重点强调喷射速度比对燃烧稳定性的影响。试验使用了14kN 没有任何稳定性辅助设备的燃烧室,所用的四个同轴式喷注器具有不嗣的喷射速度比,V_ /V_0,试验范围逐渐从5.6提高到24,燃烧室压力3.5MPa,氧化剂与燃料之比从3.0到5.0。稳定性评估实验采用了直接喷射气体和脉冲枪两种方法,喷射氧气和脉冲枪两者均产生强烈的压力扰动,其分别是燃烧室平均压力的30%和100%。在所有试验条件下,所引起的一阶纵向和一阶切向压力扰动都很快地被抑制。试验条件包括了低的 V_ /V_0状态,在该情况下,NASA 路易斯研究中心177.93kN 的液氧/甲烷发动机出现了不稳定燃烧。本文采用了费勒—赫德曼(Feller——Heidmann)稳定性分析法来分析设计和工作参数对稳定性的影响。     

变推力液体火箭发动机稳定性研究

本文对采用挤压式推进剂供应和脉冲式控制的变推力液体火箭发动机系统的稳定性进行了研究。理论分析的结果表明,这类变推力液体火箭发动机具有相似的系统结构;在以流量控制元件的位移信号反馈的条件下,发动机系统的稳定性仅取决于控制系统自身;在以燃烧室压力信号反馈的条件下,系统的稳定性准则是系统各部分的特征时间的函数,并且系统各部分的特征时间在稳定域最大的意义上满足一个最佳匹配条件。理论分析的结果得到了实验验证     

摆动喷管轴向激励对燃烧室压力振荡影响的数值研究

固体火箭发动机工作时,摆动喷管受到伺服力和气动力等载荷的共同作用,在轴向上会产生小幅度的振动,振动频率与燃烧室内腔轴向声频耦合时会造成压力振荡幅值增大,诱发不稳定燃烧,导致燃烧室内压力、燃速不均等情况的出现.应用数值方法研究了摆动喷管轴向激励对燃烧室压力振荡的影响,分析了压力振荡对喷管轴向激励幅值和频率的响应规律,以及...