双脉冲固体火箭发动机二次点火内视研究

利用Ｘ射线高速帝时荧屏分析（ＲＴＲ）技术对双脉冲固体火箭发动机的二次点过程进行了内研究,通过对ＲＴＲ图像的分析,弄清了隔板的打开模式以及塞子在一级燃烧室听运动规律,运用图像处理技术还获得了塞子飞出隔板后的平均速度及塞子与喷管碰撞后的反速度,这些结果为这种新型发动机的设计提供了实验依据。     

用RTR技术研究固体火箭发动机燃烧室中粒子运动轨迹：（I）可行性分析…

综述了固体火箭发动机二相流研究的现状及发展趋势，介绍了Ｘ射线高速实时荧屏分析（ＲＴＲ）技术的测量原理，对ＲＴＲ技术应用于测量固体火箭发动机燃烧室中凝相颗粒的运动轨迹的可行性作了探讨。探索表明：ＲＴＲ技术应用于测量固体火箭发动机燃烧室中凝相颗粒的运动轨迹是可行的，但对凝相粒子材料的选择及适当的图像处理技术是其成功与否的关键。     

大直径液氧煤油发动机燃烧室结构和隔板型式对声学特性的影响

随着火箭发射任务轨道高度和载荷质量的提高，发动机推力和燃烧室直径增大，使燃烧室固有声学振型越发复杂。燃烧室收敛段、抗脉动隔板及其结构型式会显著影响燃烧室的声学特性，进而改变发动机的燃烧不稳定性裕度。为了研究燃烧室结构和隔板型式对声学特性的影响，建立了燃烧室声学有限元模型，并通过单喷嘴声学实验验证了仿真模型的准确性。研究了燃烧室收敛段和一周六径隔板对燃烧室声学特性的影响，重点分析了RD-170和F-1发动机不同隔板型式下燃烧室的声学特性，从声压分布的角度分析了其隔板设计的合理性。结果表明：添加收敛段后，燃烧室的1L和1T1L振型的频率分别提高了14%和17%。RD-170发动机的周向隔板位于2R振型速度波腹位置；F-1发动机所采用的两周八径13分区隔板不仅减小了2R振型速度波腹的半径，而且使切向振型的声压极值面积最小。双十字隔板使F-1发动机燃烧室中出现径向振型切向化的趋势。     

喷嘴式隔板与再生冷却肋片隔板对高频燃烧不稳定抑制效果的数值对比

基于三维URANS(unsteady reynolds-averaged Navier-Stokes)模型对全尺寸液氧/煤油火箭发动机高频燃烧不稳定开展了仿真计算。研究了3种隔板对高频切向燃烧不稳定的抑制效果，发现当隔板长度为30 mm时，喷嘴式隔板能有效抑制燃烧不稳定，而两种再生冷却肋片隔板未能完全抑制燃烧不稳定，增加隔板长度到50 mm后，燃烧趋于稳定。结果表明：较短隔板不能完全包络化学反应区域，推进剂纵向分布变化对燃烧不稳定的抑制作用相对较小；隔板增长后，能有效分割燃烧室头部化学反应区域，提升了燃烧稳定性裕度；喷嘴式隔板能抑制切向燃烧不稳定的机理在于隔板喷嘴壁面上存在一个大黏性、大剪切力的黏性影响区。研究结果可为液体火箭发动机隔板设计提供一定指导。     

某型发动机排气段隔板脱落失效分析

对某型发动机排气段隔板脱落及事故原因进行了分析。结果表明,排气段隔板的断裂性质为机械疲劳断裂,导致疲劳断裂的根本原因是该排气段隔板焊缝存在未焊透现象所致。     

有隔板和无隔板的液体火箭发动机冷态全流场数值模拟

针对液体火箭发动机燃烧室内有隔板和无隔板的情况，用数值模拟的方法对发动机冷态全流场进行了计算，探讨了燃烧室内有隔板时边界条件的处理、计算区域的离散以及隔板对流场参数的影响等问题，用欧拉坐标系下的Navier－Stokes方程组描述气相控制方程，通过数值模拟成功地对燃烧室内有隔板和无隔板的流场进行了数值仿真，表明了对隔板体的数值处理方法的可行性。     

大直径液氧煤油发动机燃烧室抗脉动隔板技术

随着发动机推力的增大,燃烧室直径也随之增大,表征燃烧室热声学特性的振型、频率及其组合振型更为复杂,燃烧室带与不带抗脉动隔板以及隔板的结构参数等对声学特性影响明显,直接影响燃烧不稳定性的裕度。为了研究抗脉动隔板结构参数对燃烧室声学特性的影响,本文基于三维柱坐标系声波动理论和COMSOL仿真平台,研究了抗脉动隔板结构对火箭发动机燃烧室声学特性的影响。通过单喷嘴声学模拟实验,验证了该仿真方法的有效性。分析了隔板高度、厚度和冷区长度对燃烧室声学特性的影响规律。研究结果表明:隔板高度由40mm增加至120mm时,燃烧室一阶切向和二阶切向振型的频率分别下降了22%和31%;隔板厚度和冷区长度对燃烧室声学频率的影响不超过5%;大推力补燃发动机燃烧室直径大,需采用结构形式更为复杂的抗脉动隔板来针对性地抑制横向振型。     

双脉冲固体火箭发动机脉冲隔离装置设计与试验

为提高固体火箭发动机的能量利用效率,设计了一种以堵板、塞子为主体结构的脉冲隔离装置(PSD),该装置不同于传统的PSD,堵板选材为钨渗铜,塞子选用聚甲醛(POM)、聚己内酰胺(MC)工程塑料,PSD组件以其简单的结构实现了对发动机燃烧室的分隔。通过水压试验,测试了不同材料塞子的爆破压力,对比理论计算的爆破压力值,发现其结果有良好的一致性;POM和MC材料可以承受20MPa以上的压力冲击,并在二脉冲工作时顺利打开,其中,POM的爆破压力为39.8MPa。试验结果证明,PSD在双脉冲固体火箭发动机中可行且具有优良的可靠性。     

隔板喷嘴对燃烧室切向声学模态作用研究

隔板喷嘴通过改变燃烧室声学特性,在抑制火箭发动机高频燃烧不稳定性方面具有重要作用。然而,目前并没有合适的理论模型,来预测隔板喷嘴对燃烧室声学特性的作用规律。为了获得隔板喷嘴对燃烧室内切向声学振荡模态作用的理论模型,通过理论推导隔板喷嘴声导纳,利用分离变量法结合实验验证,研究了径向隔板喷嘴间隙、数量及长度对燃烧室一阶切向声学振荡模态的影响。结果表明,存在最佳隔板喷嘴间隙,对燃烧室内一阶切向声学振荡模态抑制效果最佳;随着隔板喷嘴数量或长度的增加,燃烧室内一阶切向声学振荡模态频率和幅值均呈现下降趋势,且弱化了隔板喷嘴间隙的作用效果。该模型为隔板喷嘴研究奠定了一定的理论基础,研究结果为火箭发动机隔板喷嘴设计提供指导。     

固体燃料冲压发动机两种补燃室构型数值分析

为了提高固体燃料冲压发动机性能,使用数值模拟的方法对圆孔隔板与加长燃料两种补燃室构型进行了对比研究。在燃料内径、燃烧室入口直径、空气流量及补燃室压强相同的条件下,得到了两种补燃室构型的放热量与总压损失。对二者进行综合比较后发现,圆孔隔板构型适用于补燃室较短以及发动机工作时间较长的情况;加长燃料构型适用于补燃室较长以及发动机工作时间较短的情况。     

Experimental study of rotating gliding arc discharge plasma-assisted combustion in an aero-engine combustion chamber

The combustion chamber is the core component of an aero-engine, and affects its reliability and security operation, even the performance of the aircraft. In this work, a Plasma-Assisted Combustion(PAC) test platform was developed to validate the feasibility of using PAC actuators to enhance annular combustor performance. Two plans of PAC(rotating gliding arc discharge plasma) were designed, Assisted Combustion from Primary Holes(ACPH) and Assisted Combustion from Dilution Holes(ACDH). Comparative experiments and analysis between conventional combustion and PAC were conducted to study the effects of ACPH and ACDH on the performances including average outlet temperature, combustion efficiency, pattern factor under four different excessive air coefficients(0.8, 1, 2, and 4), and lean blowout performance at different inlet airflow velocities. Experimental results show that the combustion efficiency is improved after PAC compared with that in normal conditions, and the combustion efficiency of ACPH increases2.45%, 1.49%, 1.04%, and 0.47%, while it increases 2.75%, 1.67%, 1.36%, and 0.36% under ACDH conditions. The uniformity of the outlet temperature field and the lean blowout performance are improved after PAC. Especially for ACPH, the widening of the lean blowout limit is8.3%, 12.4%, 12.8%, and 25% respectively when the inlet velocity ranges from 60 m/s to120 m/s. These results offer new perspectives for using PAC devices to enhance aero-engine combustors' performances.     

三级轴向旋流器影响燃烧室性能的试验

对装有4种不同三级轴向旋流器的燃烧室开展了常压下不同进口速度、进口温度和油气比状态下的燃烧室性能试验研究,获得了不同三级轴向旋流器燃烧室的流阻性能和燃烧性能.研究结果表明:各方案中三级轴向旋流器燃烧室的总压损失系数均随着进口速度的增大(由40m/s增加到70m/s)而增加;进口温度的升高对点火和熄火均有利;旋向组合为顺时针—逆时针—顺时针的三级轴向旋流器燃烧室性能与旋向组合为逆时针—逆时针—顺时针的三级轴向旋流器燃烧室燃烧性能相比,总压损失系数稍大、贫油熄火性能较优、燃烧效率稍低;内旋流器空气流量的减少可使得三级轴向旋流器燃烧室的总压损失系数增大、贫油熄火油气比和燃烧效率均有所降低.      

三级轴向旋流器燃烧室的贫油熄火性能试验

对三级轴向旋流器燃烧室进行了不同进口速度、进口温度、三级轴向旋流器旋向组合和空气流量分配下的贫油熄火性能试验.研究结果表明:随着进口速度、进口温度的增加,三级轴向旋流器燃烧室的贫油熄火油气比减小,进口温度的升高对贫油熄火性能的影响显著;相同进口速度下旋向组合为逆时针-逆时针-顺时针方案的贫油熄火油气比比旋向组合为顺时针-逆时针-顺时针方案的贫油熄火油气比约高50%;内旋流器空气流量的减小可使得贫油熄火油气比有所减小,但减小的幅度不大.      

用RTR技术研究固体发动机燃烧室中粒子运动轨迹(Ⅱ)图象处理技术应用

针对采用RTR技术获取固体火箭发动机（SRM）燃烧室中凝相粒子运动图象的特点，应用了背景减影、图象增强、图象分割、噪声过滤、图象叠加等图象处理手段对其进行处理，获得了较清晰的粒子运动轨迹图象。结果表明图象处理技术是开展利用RTR技术进行SRM二相流研究的关键环节之一。     

RTR系统测试精度的改进

对目前使用的ＲＴＲ系统中存在的问题进行了分析,指出影响ＲＴＲ系统测试精度的主要原因是高速运动分析仪的图像分辨率太低及Ｘ射线系统本身造成的系统误差。总结了提高ＲＴＲ系统测试精度的措施,包括提高变压器的稳压性能,改进实验器设计水平,提高试车台架的刚性以及运用图像处理技术等,将这些改进措施应用于ＳＲＭ燃烧室凝相粒子运动规律的实验研究,取得了比较明显的效果。     

扇形段与全环燃烧室熄火性能换算研究

为研究不同类型燃烧室试验件熄火性能之间的关系,开展了扇形段和全环燃烧室的熄火性能试验.通过试验对比了二者熄火规律的相似性和差异性,并分析了造成差异的主要因素.以Lefebvre熄火模型为基础,结合雾化数据,拟合得到扇形段与全环燃烧室的贫油熄火经验关系式,并推算出二者熄火性能的定量换算公式.结果表明:扇形段与全环燃烧室的熄火边界变化规律类似,但在相同的工作状态条件下,全环燃烧室的贫油熄火油气比小于扇形段的相应值.     

使用特征参数准则预测航空发动机燃烧室贫油熄火极限

阐述了特征参数准则的核心原理和预测流程,使用计算流体力学软件FLUENT数值模拟分析了某型航空发动机环形燃烧室的贫油熄火过程,提出了判断熄火的征兆——"M"型火焰及其产生原因.运用特征参数准则研究了不同进口气流速度、气流温度等关键参数对航空发动机燃烧室贫油熄火极限的作用规律.结果表明:贫油熄火油气比随进口气流速度的增加逐渐下降;当进口气流温度小于395K时,贫油熄火油气比随进口气流温度的增加逐渐降低;当进口气流温度超过395K后,贫油熄火极限基本不随进口气流温度的变化而改变.     

高浓度颗粒流冲刷条件下硅橡胶和EPDM绝热材料动态烧蚀实验

利用X射线实时诊断技术(RTR)针对硅橡胶和EPDM绝热材料,开展了高浓度颗粒流冲刷条件下动态烧蚀实验研究,成功获得了绝热材料烧蚀表面退移过程的序列图像。研究表明:(1)在本实验条件下,硅橡胶绝热材料颗粒冲刷区域的瞬时烧蚀率在0～2s内迅速增加,2s之后瞬时烧蚀率略有下降并趋于稳定;EPDM绝热材料颗粒冲刷区域的瞬时烧蚀率在0～1s内迅速增加,1s之后瞬时烧蚀率趋于稳定;(2)相同冲刷条件下硅橡胶绝热材料抗颗粒流冲刷性能比EPDM绝热材料差,硅橡胶绝热材料不适合在高过载发动机中应用;(3)高浓度颗粒流冲刷条件下绝热材料的烧蚀率比常规条件下要严重的多,其机理主要是高温颗粒流对炭化层有强烈的机械剥蚀效应和热化学烧蚀作用。实验结果对硅橡胶和EPDM绝热材料烧蚀机理研究及烧蚀建模具有重要参考价值。     

污染效应对超声速燃烧室贫油熄火极限影响实验研究(流场诊断特别专栏)

针对污染效应对超声速燃烧室熄火性能影响问题,采用甲烷燃烧和电阻加热的燃烧室直连式对比实验方法,开展了污染效应对燃烧室贫油熄火极限影响研究。基于超声速燃烧室实验模型,研究了煤油喷嘴结构对贫油熄火极限的影响;采用高速摄像仪和平面激光诱导荧光技术（PLIF）,研究了加热方式对贫油熄火极限的影响,获得了光学测量结果和壁面压力分布,给出了纯净来流和污染来流条件下的燃烧室贫油熄火极限。研究表明：采用甲烷燃烧加热的燃烧室贫油熄火极限对应的当量比高于电阻加热的,分别为0.135和0.105;不同加热方式来流条件下,超声速燃烧室在燃烧不同阶段的稳定模式均为凹槽火焰稳定模式,火焰基底会呈现一定程度的脉动,但稳定在凹槽剪切层内。