共查询到20条相似文献,搜索用时 593 毫秒
1.
增强大推力火箭发动机燃烧稳定性裕度的方法 总被引:2,自引:0,他引:2
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。 相似文献
2.
3.
某型冲压燃烧室火焰稳定器布局数值优化研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究不同火焰稳定器布局对燃烧室流场特征和燃烧性能的影响,对某型亚燃冲压发动机燃烧室的三维湍流燃烧流场进行了数值模拟。文中采用守恒标量的PDF模型处理扩散燃烧问题,喷雾采用离散相模型,在全流场中用拉格朗日方法跟踪离散液滴的运动和输运。计算结果表明,内外圈稳定器轴向间距取1倍槽宽时出口温度分布最均匀,取2倍槽宽时温升效率最高;等槽负荷原则设计具有最优的出口温度均匀性、温升效率和流阻系数。计算结果定性合理,可用于预估不同条件下的燃烧室性能,用于燃烧室优化设计,指导燃烧试验。 相似文献
4.
5.
6.
含铝复合推进剂分布燃烧数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
为研究发动机内含铝复合推进剂以及铝的燃烧,基于FLUENT软件,应用EDC模型和颗粒表面反应模型,建立了固体火箭发动机内流场两相流分布燃烧模型,对AP/HTPB/Al复合推进剂固体火箭发动机内流场进行了数值计算。计算结果表明,与表面燃烧相比,铝的燃烧导致发动机内出现了延长的燃烧区域,铝燃烧贯穿整个发动机燃烧室,形成分布燃烧;延长的燃烧区域导致发动机内流场分布不均匀,燃烧室是非等温的,温度由燃面附近的2600 K增长到3600 K,燃烧室核心区域温度约为3200 K;铝燃烧消耗的同时生成其他产物,也导致燃烧室内燃气组分和密度的分布不均匀;铝的燃烧是一个复杂的物理化学过程,对发动机内流场有着重要影响,颗粒相始终贯穿整个发动机,最终从喷管喷出。 相似文献
7.
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 总被引:6,自引:0,他引:6
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。 相似文献
8.
针对固液火箭发动机中的燃烧流动,建立了一种基于流场与固体燃料之间耦合传热和PDF燃烧模型的通用计算模型。应用该模型计算了二维固液实验发动机燃烧室,得到了燃烧室内部的扩散燃烧和燃面退移速率。计算得到的燃面退移速率与实验结果吻合较好,说明该方法对固液火箭发动机内流场计算有较强的通用性,PDF模型可有效模拟混合发动机中的扩散燃烧过程;简化的一维燃面传热耦合方法可应用到多维计算;该模型可用来模拟固液发动机的内弹道和预示退移速率。 相似文献
9.
粉末火箭发动机燃烧室燃烧流动特性研究 总被引:5,自引:0,他引:5
选取颗粒轨道模型,对Al/AP粉末颗粒在粉末火箭发动机内流动和燃烧进行三维数值模拟,为以Al粉末燃料和AP粉末氧化剂作为推进剂的新型燃烧室的设计以及实验研究提供参考。文中提出了一种粉末火箭发动机构型,通过对发动机燃烧室进行冷态和热态数值模拟,研究了氧燃比、Al粉末颗粒大小、燃烧室体积等因素对粉末火箭发动机燃烧室燃烧性能的影响。结果表明,一定范围内氧燃比较高时,燃烧室温度反而较低;较小粉末颗粒在燃烧室内更易离散;Al颗粒粒径越小越易燃烧,Al燃烧率也越高;验证了在Al/AP粉末火箭发动机的设计中引入特征长度来匹配Al粉粒径与燃烧室体积的合理性。 相似文献
10.
11.
HRM code for the simulation of N2O/HTPB hybrid rocket motor operation and scale effect analysis has been developed. This code can be used to calculate motor thrust and distributions of physical properties inside the combustion chamber and nozzle during the operational phase by solving the unsteady Navier–Stokes equations using a corrected compressible difference scheme and a two-step, five species combustion model. A dynamic fuel surface regression technique and a two-step calculation method together with the gas–solid coupling are applied in the calculation of fuel regression and the determination of combustion chamber wall profile as fuel regresses. Both the calculated motor thrust from start-up to shut-down mode and the combustion chamber wall profile after motor operation are in good agreements with experimental data. The fuel regression rate equation and the relation between fuel regression rate and axial distance have been derived. Analysis of results suggests improvements in combustion performance to the current hybrid rocket motor design and explains scale effects in the variation of fuel regression rate with combustion chamber diameter. 相似文献
12.
13.
旋转发动机内弹道计算初探 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了一种旋转固体火箭发动机的内弹道计算方法。在推导出旋转条件下的燃面变化规律的基础上,采用龙格库塔法求解了内弹道计算基本方程,并编制了计算程序。旋转和不旋转情况下的计算结果对比表明,旋转使发动机内压强增高,工作时间缩短,拖尾段加长。最后还就实验研究方法和实验结果处理进行了探讨。 相似文献
14.
15.
固液混合火箭发动机燃烧室和喷管流动数值模拟 总被引:4,自引:1,他引:4
固液混合火箭发动机是采用液体作为氧化剂,固体作为燃料的一种典型的混合火箭发动机.固液混合火箭发动机中的燃烧和流动问题是固液混合火箭发动机设计中的关键问题,对固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行一体化计算很有必要.利用二维轴对称N-S方程和组分方程对选用液氧/端羟基聚丁二烯推进剂的固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行了一体化计算.计算采用LU时间隐式格式、MUSCL空间离散和Van Leer矢通量分裂方法,采用有限速率化学反应模型,对化学源相进行了点隐式处理.计算中分别采用了一步化学反应模型和两步化学反应模型方案,计算了多个氧化剂流速和燃烧室压强下的燃烧室和喷管流场分布,对化学模型进行了选择,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据. 相似文献
16.
基于流-固耦合的混合火箭发动机固体燃料表面退移速率计算 总被引:4,自引:0,他引:4
基于流-固耦合的方法,在充分考虑混合火箭发动机工作过程中诸多复杂物理过程的基础上,建立了一个可适用于不同工作状况下混合火箭发动机固体燃料表面退移速率预示的计算模型。计算结果与实验数据的对比验证了所建立计算模型的准确性。对模型发动机进行模拟的结果表明,混合火箭发动机中的燃烧、流动及固体燃料表面的退移速率具有明显的不均匀性,发动机中的固体燃料表面的退移速率沿轴向近似地呈“W”形状的曲线变化;在混合发动机中,突扩形状的预燃室和补燃室有利于燃料热解气体和氧化剂气体的扩散混合,可以强化对固体燃料表面的换热,提高固体燃为表面的退移速率。 相似文献
17.
18.
The transient behaviour of the liquid propellant rocket engine is accompanied by non-stationary heat processes in the combustion chamber, the cooling jacket, and the injector. Based on the analysis of the phenomena, which take place in the liquid propellant rocket engine after cut-off command, the major stages of the curve of the rocket thrust drop were defined. A mathematical model of heat processes is suggested, which includes the calculation of transient heat transfer in the chamber, and the detection of boiling-up of the liquid fuel components in the cooling jacket and in the injector. The determination of the law of the rocket thrust drop and a calculation of the after-effect impulse (AEI) are presented. The calculated transient heat flux the combustion chamber and the transient wall temperatures were compared with experimental data, which were received during starting, and with the impulsive behaviour of the liquid propellant rocket engine. 相似文献
19.