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《固体火箭技术》2021,44(2)
在马赫数2.0,总压0.98 MPa和总温920 K的超声速来流条件下,针对现有常见的凹腔组合式燃料喷注方案出现的燃烧不稳定和火焰吹熄现象,通过改变凹腔上游壁面双路燃料喷注的位置,设计了两种优化的凹腔组合式喷注方案,并对不同燃料喷注方案下的火焰稳定过程进行研究。通过高速摄影和CH*基自发辐射成像技术,详细观测了后缘突扩凹腔燃烧室中乙烯火焰传播过程。研究表明,原始的喷注方案容易发生火焰振荡,并伴随着火焰回传现象以燃烧模式的转换;当量比超过0.3时,就难以实现稳定燃烧,并出现火焰吹熄现象。两种改进的喷注方案均能增强燃料射流与凹腔的相互作用,可在更宽燃料喷注当量比范围内维持火焰不被吹熄。相比于增加上游喷注与凹腔前缘距离的喷注方案而言,增加双路燃料喷注之间距离的喷注方案的稳焰效果更好,燃烧反应区也更加靠近凹腔前缘,燃烧释热也更强。这种喷注方案可为超燃冲压发动机燃烧室中凹腔燃料喷注方案的优化设计提供参考。 相似文献
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《航天控制》2021,39(3):20-26
针对基于特征模型的黄金分割控制器所控制的对象模型执行器存在饱和约束的情况,提出将模型恢复抗饱和(Model Recovery Anti-Windup,MRAW)策略和基于特征建模的黄金分割控制相结合的抗饱和控制方法。首先根据特征建模理论建立被控对象特征模型,设计可使闭环系统稳定且满足控制要求的自适应黄金分割控制器;然后考虑执行器存在饱和约束,用二阶差分形式的特征模型取代原被控对象来设计MRAW抗饱和补偿器,这种低阶特征模型与原被控对象输出是等价的,可以简化一类高阶被控对象或者非线性对象的MRAW抗饱和补偿器求解。数值仿真验证了所设计抗饱和补偿器可以很好地恢复饱和时的跟踪性能。 相似文献
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对适于不携带惯组的小型航天器的姿态控制律设计进行了研究.考虑航天器实际运行中饱和广泛存在,在控制器设计中引入饱和特性函数,为改进饱和阀限引入双曲余弦函数.用一阶无源滤波器对姿态参数进行差分,提出了基于修正罗德里格参数(MRP)的采用饱和函数和双曲余弦函数的无角速度控制律.理论分析证明了系统的稳定性,数学仿真结果验证了这两种无角速度反馈控制律的有效性.提出的控制方法也可作为普通航天器惯组失效时的备份控制律. 相似文献
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《固体火箭技术》2021,44(3)
为分析超声速燃烧室中的火焰振荡特性,以氢气为燃料,采用高速化学发光测量对两种当量比下凹腔燃烧室中的火焰发光图像进行了采集,时间重复频率为100 k Hz。通过对所采集的图像进行统计学分析,包括时均分析、标准差分析、本征正交分解(POD)分析、剪切层火焰面速度振荡分析,研究了凹腔内燃烧振荡的宏观模式及瞬态特性。结果表明,当量比为0.3和当量比为0.2的工况,火焰均稳定在凹腔内部,且火焰稳定位置和表面积都极为相似,当量比为0.3时在超声速主流区发现明显的火焰信号,分析是由较大的燃料射流形成的弓形激波导致的。POD结果表明,两组工况下凹腔燃烧室中火焰的振荡以凹腔内部流动方向的振荡为主,同时复合了凹腔内部各个回流区与剪切层相互作用的振荡。剪切层的火焰面振荡速度表明,低当量比下火焰在剪切层附近的振荡更为剧烈,平均的振荡速度接近高当量比工况的2倍。 相似文献
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本文描述了一种预测液体火箭发动机非线性燃烧不稳定性的数值方法,重点研究非线性燃烧不稳定性的各种现象,包括瞬态的、有限周期压力振荡、稳定和非稳定工况下声学振荡对推进剂液滴雾化和燃烧过程的影响、燃烧过程中的振荡流场、燃料液滴的轨迹、设计参数如入口条件、雾化初始条件和隔板长度等的影响。对几种工况和各种燃烧参数的计算表明该数值方法能成功地预测液体火箭发动机切向燃烧不稳定性。隔板长度及液滴尺寸对发动机的稳定性有明显的影响,数值结果表明隔板能有效抑制压力振荡。 相似文献
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目前大推力液氧煤油火箭发动机稳定工作时燃烧室达到超临界环境,而现有的液滴蒸发燃烧模型仅适用于亚临界环境,无法用于超临界环境。建立了亚/超临界环境下煤油液滴燃烧仿真计算模型,开展了亚/超临界环境下环境参数对煤油液滴燃烧特性的影响研究。结果表明:随着环境温度的升高,火焰温度大幅增加,着火时间、迁移时间和液滴寿命均缩短。随着环境压力的增大,煤油液滴燃烧的无量纲火焰半径减小,火焰温度小幅度增大,着火时间、迁移时间和液滴寿命均缩短。压力振荡环境下,煤油液滴燃烧的液滴蒸发速率、无量纲火焰半径和火焰温度随时间变化曲线的振荡频率与环境压力振荡的频率一致,火焰温度对环境压力振荡尤为敏感。 相似文献