发动机燃烧室壳体的热处理

选用 D6AC 研制壁薄、长径比大的高压燃烧室壳体。为保证壳体具有高的强韧性能和尺寸精度,根据 D6AC 钢在500—600℃之间有深而宽的奥氏体湾区的特性,采用530℃分级淬火工艺。本文简述壳体制作过程和方法以及性能测试结果。试验表明,所采用的工艺可有效地控制热处理淬火变形,使壳体有良好的强韧配合;回火定型校正对有椭圆度的工件也有良好的效果。对 D6AC 钢二次高温回火与一次高温回火组织和性能的差异,尚需进一步研究。     

金属壳体支座角焊缝应力场数值模拟

文摘针对某固体发动机金属壳体支座焊接过程及热处理过程,利用通用ANSYS有限元分析软件对不同尺寸支座角焊缝应力场进行模拟计算。结果表明:支座焊后的应力主要集中在角焊缝热影响区处,应力水平较高,且随着支座尺寸的增加,残余应力显著增加;壳体经过退火和调质热处理后,角焊缝残余应力得到重新分布,整体残余应力较小。     

涡扇发动机异形曲面壳体零件整体成形工艺

涡扇发动机异形曲面壳体零件单位长度直径变化较大,传统的制造方法是采用分体成形、组合焊接工艺,所需工序多、质量控制环节多、使用可靠性差,采用粘性介质压力整体成形方法则可以较好地解决这一问题。通过有限元模拟和试验方法,分析了成形工步、粘性介质粘性附着应力对板材流动及壁厚变化的影响。研究结果表明,粘性介质压力成形可以控制变形区板材的流动,提高成形试件壁厚分布的均匀性,使直径比为1.38零件的壁厚减薄率控制在12%,适合于涡扇发动机异形曲面壳体零件的整体成形。     

替代燃料贫油熄火边界影响因素

为了研究燃油以及入口空气压力对于贫油熄火(LBO)边界的影响大小及规律,采用航空煤油(RP-3)、高沸点费托油(FT)和柴油进行了三种不同燃烧室入口压力工况下的贫油熄火实验并进行规律分析。分析结果表明:入口压力对贫油熄火边界的影响(19.17%)要大于燃油性质造成的影响(6.26%)。导致熄火油气比变化的主要因素包括入口空气压力,火焰体积,燃烧室温度,燃油雾化直径以及燃油的热值和密度,其中火焰体积和燃油雾化直径主要受燃油性质影响,而燃烧室温度则与入口压力有很大关系。入口压力影响的贫油熄火油气比变化会受其影响的火焰体积和燃烧室温度变化而削弱。碳数高支链烷烃含量少的燃油可能会提高火焰体积对熄火油气比的影响,使其在低入口压力下有更好的贫油熄火边界。      

30Cr3SiNiMoVA 钢的研制简介

30Cr3SiNiMoVA 钢是在总结国内外超高强度钢的基础上,由我国有关单位研制的新钢种。本文主要以列表形式介绍了该钢的冶炼和轧制工艺、物理性能、机械性能,介绍了金相分析和断口分析结果,以及热处理、焊接等工艺性能和抗应力腐蚀等性能的试验结果。用该钢制造发动机燃烧室壳体,各项指标均满足了设计的要求。     

薄壁发动机壳体加工及热处理中的新工艺

以固体火箭发动机燃烧室壳体为例，介绍一种以提高加工精度、材料的强度和韧性为目标，在加工、焊接、热处理中的几种新工艺。并论述了该工艺的原理及使用原则，实践证明，这种新工艺是有效的。     

冲压发动机燃烧室壳体静热试验局部失稳变形分析

对静热试验中某发动机燃烧室壳体的局部失稳变形的试验现象进行了描述,为探究其失稳变形产生的机理,对试验测得的温度数据和应力数据进行了分析,并对静热联合作用下的应力分布进行了有限元的计算,找到了引起静热联合试验中燃烧室壳体产生局部失稳变形的主要原因,并给出了解决该类问题的几点建议。     

中心分级燃烧室慢车工况油雾场特性

为获得中心分级燃烧室慢车工况下主副级油雾场特性，采用粒子图像测速仪（PIV）对单管燃烧室不同头部方案和不同喷嘴燃油比例的油雾场进行试验测量，开发了油雾场图像后处理软件，对油雾场图像进行后处理，获得了中心分级燃烧室油雾场空间分布。慢车工况下油雾场试验结果表明：大粒径油珠在燃烧室富油头部区域呈锥形分布，同时索太尔平均直径（SMD）沿径向呈V型分布，即中间小、两侧大。燃烧室头部折流板扩张角的减小，使得燃烧室富油头部区域油珠数目集中、同时平均SMD较大。保持来流条件和油气比一定时，改变燃油比例对燃烧室雾化效果影响不大。油雾场中油珠数目最多的粒径是25μm，而体积占比最大的粒径范围是30～50μm。     

一种固体火箭发动机的设计优化与参数分析

本文提出了一种用于小型单室双推固体火箭发动机初步设计阶段的参数优化与参数分析法.寻优过程以铝粉含量、初始J值、燃烧室压力、壳体直径和喷管喉径为设计变量,用外点惩罚函数法结合模矢法进行有约束寻优.计算结果表明,最优点对应的铝粉含量较低,燃烧室压力较小,壳体直径较大而初始J值适中;设计变量中,对目标函数(发动机总质量)影响最敏感的是燃烧室压力,最不敏感的是喉径与推进剂的铝粉含量.     

旋流加力燃烧室模型的试验研究

 近几年来,对旋流加力燃烧室进行了广泛的研究,以改善燃烧效率和缩短火焰长度。 本文对叶片旋流器和非预混气流的燃烧系统进行研究。为降低压力损失,选择燃烧室直径与旋流器直径之比为1（D/d=1）的燃烧模型。空气经环形60°叶片旋流器进入燃烧室,天然气经中心同轴旋流器（或其它结构）进入,以便研究燃料旋流器角度对速度分布、温度分布、壁面静压分布的影响,并观察混合过程的变化。还研究了喷入燃料的另一种方法,以提高燃烧效率和缩短火焰长度。     

扰流环对粉末发动机燃烧流动影响的数值模拟

为了提高粉末火箭发动机的燃烧效率,通过数值模拟方法研究了扰流环的有无、通径及位置对燃烧室燃烧流动特性的影响。结果表明:扰流环会增强Al颗粒和气相的掺混和换热程度,促进Al颗粒蒸发和燃烧,从而提高粉末火箭发动机的燃烧效率。当扰流环通径比在0.538~0.846范围内时,扰流环的通径越小,燃烧效率越高;当扰流环头部距离比在0.3~0.8范围内时,扰流环位置离头部越近,燃烧效率越高。设计扰流环时,应在距离燃烧室头部30%~40%的位置布置小通径的扰流环。      

互击式喷嘴燃烧室燃烧效率实验

为了获得凝胶推进剂火箭发动机高效燃烧室的设计参数,依据推进剂特性,设计了7种不同结构的燃烧室,通过实验手段,研究了燃烧室特征长度、喷嘴孔径和推进剂物性等参数对燃烧效率的影响。结果表明:增大燃烧室的特征长度,增加了推进剂的停留时间,有利于推进剂充分雾化和燃烧。减小撞击孔径,提高了射流的剪切速率,降低了推进剂的粘性,可以改善雾化和燃烧效率。为了提高含碳凝胶推进剂的燃烧效率,需减小碳粒粒度或者增加燃烧室特征长度。     

复合材料主动冷却薄壁燃烧室设计分析

通过建立流固耦合传热模型,对不同尺寸冷却通道的主动冷却薄壁燃烧室结构瞬态传热特性进行数值模拟,给出了主动冷却燃烧室的瞬态温度场分布及其演化.再采用有限元法计算燃烧室的热应力和应变,从而揭示了冷却通道几何参数及内部煤油体积流量对燃烧室薄壁结构最高温度和热应力的影响规律.计算结果表明:在充分发挥煤油冷却效果前提下,冷却通道距离燃烧室内壁距离越近,所需煤油体积流量越大,而燃烧室结构热应力在10s左右达到最大值,设计时应着重考虑这段时间内的材料性能.      

双补燃室固冲凝聚相颗粒分布对比试验研究

针对固冲发动机燃烧效率较低以及凝相粒子分布规律不清楚的现状，本文建立了一套评价固冲发动机燃烧效率的双补燃室试验装置和研究凝相颗粒分布的取样装置。对比研究了结构相同的补燃室内的参数，其误差小于0.5%，说明该装置可以用于精确对比不同补燃室的燃烧效率。然后应用该装置完成了补燃室长度分别为600mm、800mm、1000mm，进气角度分别为30°、45°、60°的对比试验，分析了粒子的粒度分布规律和化学成分变化规律，该规律与数值分析的规律相同。试验结果表明：在进气角度不变情况下，补燃室长度增加有利于提高燃烧效率，燃烧室压强提高，凝相粒子直径明显减小，B粒子燃烧更充分；在补燃室长度为1000mm的情况下，进气角度增加有利于燃烧效率增加，燃烧室压强提高，粒子直径减小，B粒子燃烧更充分。双补燃室发动机是评价补燃室燃烧效率的有效装置，粒度分布和燃烧产物的化学成分有助于补燃室结构设计。     

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。     

含石蜡燃料在固液混合发动机中的燃烧效率研究

为了提高含石蜡燃料在固液混合发动机中的燃烧效率,从推进剂的燃烧热值定义出发推导了燃烧效率表达式,并通过地面试车实验和热力学计算研究了催化剂、氧化剂喷注方式、后燃室容积对燃烧效率的影响。结果表明:推进剂的燃烧效率变化趋势可由特征速度效率表示,但更为精确的燃烧效率表达式应为特征速度效率的平方;燃料中添加卡托辛、亚铬酸铜和硬脂酸钴可使燃烧效率分别提高32.8%,43.3%和52.0%;相比涡轮转子和螺旋喷注器,离心式喷注器的旋流效果更好,可促进燃料与氧化剂掺混,从而更有利于提高含石蜡燃料的退移速率和燃烧效率;增加后燃室长度可提高燃烧效率,但较长的后燃室散热损失和流动损失较高从而导致比冲较低,当后燃室长度为80mm时,燃烧效率可达89.3%,因此得出了三种有效提高含石蜡燃料燃烧效率的方法。     

超燃冲压发动机多凹腔燃烧室混合与燃烧性能定量分析

为从定量上研究超燃冲压发动机多凹腔燃烧室对增强混合、燃烧的影响,用大涡模拟方法和火焰面模型对燃料当量比为0.062的流场进行数值模拟。比较了不同多凹腔构型对混合效率、燃烧效率和总压损失的影响,并结合壁面压力分布、数值纹影解释了其原因。结果表明,凹腔串联、凹腔并联均能增强混合,混合效率最大可提高20.95%和9.52%;凹腔串联、凹腔并联均能增强燃烧,燃烧效率最大可提高14%和16.94%;燃烧时凹腔串联总压损失最小,但凹腔并联燃烧放热最快,对缩短燃烧室长度有利。     

氢氧火炬点火器低压燃烧流动仿真研究

为研究低压条件下氢氧喷注间距及液滴粒径对氢氧火炬式电点火器燃烧流动的影响规律,结合DPM离散相模型,采用6组分16步氢氧反应机理,选取考虑湍流燃烧效应的涡耗散概念燃烧模型进行仿真计算,并将结果与试验结果进行比对,温度结果符合得较好,压强计算偏差在5%以内,验证了仿真模型的准确性。仿真结果表明:低压条件下,氢氧喷注间距增加时,点火器头部内壁温度升高,室压降低,燃烧长度缩短;液氢液滴直径增大时,点火器头部内壁温度升高,室压降低,燃烧长度变长;改变液氧液滴直径对点火器燃烧流动影响较小。      

膏体推进剂脉冲火箭发动机新方案的理论和实验研究

提出了一种新的膏体推进剂脉冲火箭发动机设计方案及其再点火装置的设计与实现,建立了膏体推进剂在再点火装置中二维流动模型和传热模型,得到了发动机可靠点火时再点火装置温度、长度、通道直径和挤压压强间应满足的关系,以及发动机熄火应满足的条件,还进行了原理性热试车,成功实现了多脉冲工作。     

驻涡燃烧室前钝体燃料喷射性能数值分析

为研究驻涡燃烧室在前钝体燃料喷射状况下的燃烧性能,采用3维数值仿真模拟方法,对驻涡燃烧室前钝体燃料喷射 状况下的燃烧效率及燃烧室性能与无前钝体燃料喷射状况下的燃烧性能进行了对比分析,并对驻涡燃烧室的冷流以及燃烧状态 下的燃烧室性能进行了系统研究。燃烧室温度分布表明：前钝体顶部燃料喷射在0.2~0.7的喷射系数范围内,缩短了燃烧室火焰 长度,提高了燃烧室在相同轴向长度下的燃烧效率,使燃烧室更加紧凑;驻涡燃烧室前钝体顶部燃料喷射孔的孔径在一定范围内 的变化对燃烧室的燃烧效率、出口温度分布系数以及总压损失影响较小。