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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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同轴剪切喷嘴在大推力氢氧发动机及液氧甲烷发动机上得到了广泛的应用,研究表明,当同轴剪切式喷嘴的中心氧喷嘴喷注过程与燃烧室的声学振荡发生耦合时,容易发生高频喷注耦合燃烧不稳定。高频喷注耦合燃烧不稳定一般无法通过隔板、声腔等传统燃烧稳定装置解决,需要在设计喷注器时采取相应措施。通过求解喷嘴导纳得到了喷嘴的固有声学频率,并与冷态声学试验结果和缩比喷注器热试结果进行了对比,表明吻合较好。研究了氧喷嘴长度、氧喷孔环直径、氧喷前温度和氧喷前压力等因素对氧喷嘴声学频率的影响,结果表明:增大氧喷孔环直径、提高氧喷前压力以及减小氧喷嘴长度、降低氧喷前温度可以提高氧喷嘴声学频率。 相似文献
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为增进对液氧煤油火箭发动机同轴离心喷嘴燃烧不稳定性过程的理解,在大气环境下进行了同轴离心喷嘴的自发激励燃烧不稳定性试验。试验采用单喷嘴敞口模拟燃烧室,高温的氧气和空气混合物从同轴喷嘴的直流喷嘴喷注,高温的煤油蒸气从同轴喷嘴的离心喷嘴喷注。通过逐步改变氧化剂流量使模拟燃烧室内产生自发激励高频燃烧不稳定性,使用脉动压力传感器和黑白高速相机记录稳定和不稳定燃烧工况下的脉动压力和火焰。研究发现:气气同轴离心喷嘴的自发激励高频燃烧不稳定过程呈现“滞后”现象;不稳定工况下的火焰均为脱口火焰,火焰特征长度约等于喷嘴出口到脱口火焰团上沿的距离;气气同轴离心喷嘴燃烧不稳定性的发生原因可以被认为是因混合特征时间与声学特征时间相关。 相似文献
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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
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为研究SMC模式下火箭混合比对RBCC发动机性能的影响规律,完成了氢/氧火箭推力室中心布局、二元定几何结构模型发动机飞行马赫数Ma0=4、高度H=17 km弹道点流场仿真,获得了不同火箭混合比(MR=2、3、4、5、6、8)及燃烧室长度的推力、比冲性能。研究表明:在火箭燃气富燃条件下(MR<8),产生了正的火箭推力增益,且随着混合比的减小,火箭推力增益增加;二次燃烧过程受火箭射流与冲压主流剪切层掺混主导,在给定的基准燃烧室长度下,燃烧效率随着混合比的提高而增加,且火箭射流与冲压主流的超/超射流剪切层燃烧过程一直持续到喷管出口;通过增加燃烧室长度,火箭富燃燃气获得更为充分的燃烧,发动机性能显著提升,但在具体发动机设计中,燃烧室长度的选取需在燃烧效率与结构惩罚之间进行权衡。 相似文献
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双组元轨控发动机声腔技术方案及试验验证 总被引:2,自引:0,他引:2
作为解决小推力双组元发动机高频不稳定燃烧的主要技术途径,本文主要对发动机声腔技术方案进行了研究,研究工作包括发动机结构固有频率分析、声腔型式的选择、声腔结构方案设计及全尺寸热试验证。研究结果表明,发动机主要抑制振型为一阶切向振型和一切一纵复合振型。对发动机的工作稳定性进行了评价,验证了发动机固有频率计算结果并对三种声腔结构方案进行了比较。 相似文献
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偏二甲肼液滴燃烧特性及影响因素实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
设计了一套密闭环境液滴燃烧实验系统,开展了不同实验工况下偏二甲肼(UDMH)液滴在四氧化二氮(NTO)环境中的着火燃烧实验,详细分析了UDMH单液滴着火燃烧特性,考察了燃烧室温度、压力、液滴初始直径及速度对燃烧过程的影响。结果表明,液滴燃烧经历了初始燃烧阶段,剧烈燃烧阶段和熄燃阶段3个过程。其中,初始燃烧阶段和熄燃阶段的持续时间均较长。燃烧过程中,燃烧火焰呈现出明显的双火焰峰结构,内层为规则的椭圆形分解火焰峰,外层为带有尾迹火焰的扩散火焰峰。增加燃烧室温度促使液滴表面与内部的燃料快速蒸发,形成了充足的燃料蒸气环境,有助于液滴的着火燃烧;燃烧室压力的增加加快了反应速度,减少了液滴生存时间;增大液滴下落速度导致液滴表面蒸发流率得到增强,更易产生足够的燃料蒸气,促进燃烧的进行,从而有助于液滴生存时间的减小。 相似文献
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带不同长度凹腔超声速燃烧数值研究 总被引:6,自引:0,他引:6
对带不同长深比凹腔的燃烧室三维燃烧流场进行数值模拟,研究了燃烧室流场结构。结果表明:液体碳氢燃料穿透深度较小;凹腔长深比对燃烧效率、总压损失影响较小,对燃烧室阻力影响显著。 相似文献
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近年来,固体火箭冲压发动机获得飞快发展,本文综述了其技术研究进展,为后续固体火箭冲压发动机技术及相似技术的发展提供借鉴。主要介绍了固体火箭冲压发动机的燃气流量调节技术、贫氧推进剂技术、高效燃烧组织技术、转级技术等关键技术。总结发现国内外关键技术已取得了较全面突破,逐渐进入工程实用阶段,但燃烧基础问题研究不足。因此,有必要进一步深入开展推进剂细观燃烧、多相湍流燃烧、金属颗粒燃烧等基础科学研究,进而促进固体火箭冲压发动机技术发展。 相似文献
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