双组元发动机燃烧室瞬态工作过程仿真

为真实模拟双组元姿控发动机燃烧室的瞬态工作过程,耦合考虑了自燃点火与喷雾燃烧过程,提出了适合于准一维计算的求解燃烧室气体参数的新方法,发展了可反映集液腔填充和排空过程影响的喷注质量子模型,建立了分析双组元姿控发动机燃烧室瞬态工作过程的准一维模型。利用此仿真模型分析了EADS 10N姿控发动机燃烧室的单脉冲和多脉冲工作过程,得到了真空推力、液滴位置分布和总冲等结果,并与文献中的试验结果进行了比较分析。表明仿真结果与试验结果一致性较好。     

低压工况下10N姿控推力器燃烧室工作过程仿真

描述了发动机燃烧室工作过程仿真模型的主要参数,应用此模型对10N推力器在不同供应管路压强条件下燃烧室的脉冲工作过程进行了仿真.对比分析了长脉冲和短脉冲两种工作模式下管路压强逐渐降低时燃烧室压强、推力等参数的变化规律.通过长脉冲工况的仿真理论推力与实验测量推力反推出管路压强为1.48,1.0,0.6MPa时推力效率分别为94%,91%和90%.短脉冲工况仿真结果表明:管路压强为0.4MPa时推力器已经无法正常点火,应避免推力器工作于此工况.d:\PDF\.pdf      

小推力液体火箭发动机燃烧室内流场数值模拟

为研究不同直径的推进剂液滴碰撞火箭发动机燃烧室壁面后对流场的影响,在FLUENT基础上通过UDF程序加入液滴撞壁模型,对一种双组元自燃推进剂发动机燃烧室内推进剂的蒸发、流动、燃烧过程进行分析计算,得出燃烧室的流场,液滴分布,液滴撞壁后轨迹的变化以及发动机的各项性能参数,符合规律的数值模拟结果,可为发动机的设计和试验提供依据。     

微型固体脉冲推力器结构强度有限元分析

对用于飞行姿态控制和弹道修正的微型固体脉冲推力器的结构强度进行了动静态有限元分析, 考虑了脉冲推力器的结构设计特点和加工工艺, 模拟其台架静压试验和实际工作的载荷历程。数值分析结果表明, 当静态台架试验内压采用动压峰值时, 计算所得的结构应力、变形及其分布与模拟推力器实际工作过程的动态峰值应力、变形及分布具有较好的比拟性; 燃烧室壳壁沿平行其轴线方向的破裂以及燃烧室与点火器壳体螺纹连接处退刀槽根部的开裂是推力器结构强度的主要破坏形式。计算预示与台架试验出现的相符     

点火延迟对单组元自激式脉冲推力器的性能影响

点火延迟是脉冲推力器设计中需要考虑的重要因素之一.为研究点火延迟对自激式脉冲推力器的性能影响,以HAN基(Hydroxylammonium Nitrate)单组元推进剂为例,建立自激式脉冲推力器工作过程的仿真模型,分析了点火延迟时间的变化对推力器的压强、流量、推力及平均比冲的影响规律.结果表明,点火延迟会强化脉冲推力器的压强爬升过程,随着点火延迟时间的增大,一个脉冲循环中的推进剂燃烧持续时间和整个脉冲周期均会明显缩短,同时挤压腔压强峰值和燃烧室压强峰值以及推力器的平均推力水平也会显著升高,但点火延迟的变化基本不会影响脉冲周期内的平均比冲.点火延迟提供了一条调节脉冲工作特性的可能途径,研究点火延迟特性对自激式脉冲推力器的探索与应用具有重要的指导意义.     

基于ADN基液体推进剂的无毒可贮存空间发动机

对一台基于ADN基液体推进剂的无毒空间发动机进行了试验研究。通过三维PDA(Phase Doppler Anemometry)综合测量系统,获得了发动机喷注器的雾化性能,得到了喷注器雾化液滴空间上的双分支分布以及液滴尺寸上的双峰状分布;通过高空模拟热试车试验,对于发动机的稳态、脉冲工作性能、工作过程中包含的催化分解及燃烧反应特性有了深入理解,研究了发动机启动时燃烧室内的建压和温度抬升过程,揭示了ADN基发动机在点火过程中体现出的点火延迟特性。     

基于ADN基液体推进剂的无毒可贮存空间发动机试验研究

对一台基于ADN基液体推进剂的无毒空间发动机进行了试验研究。通过三维PDA(Phase Doppler Anemometry)综合测量系统,获得了发动机喷注器的雾化性能,得到了喷注器雾化液滴空间上的双分支分布以及液滴尺寸上的双峰状分布;通过高空模拟热试车试验,对于发动机的稳态、脉冲工作性能、工作过程中包含的催化分解及燃烧反应特性有了深入理解,研究了发动机启动时燃烧室内的建压和温度抬升过程,揭示了ADN基发动机在点火过程中体现出的点火延迟特性。     

单组元脉冲推力器挤压和排气过程分析

高室压脉冲推力器使用可移动的喷注器,能够得到比供给压强高得多的燃烧室压强。为了分析其工作特性,建立了单组元脉冲推力器挤压和排气过程的数学模型,以硝酸羟铵(HAN)基单组元推进剂为例,采用四阶龙格-库塔法进行了求解。结果表明,燃烧室最大压强和平均压强都大于推进剂入口压强,而燃烧室内近似等容的燃烧过程是压强升高的原因。与所用推进剂、平均推力和面积比都相同的常规推力器相比较表明,脉冲推力器的真空比冲提高5 s,而喷管喉部面积减小89%,若两者喷管出口面积相同,则脉冲推力器的比冲将提高31.5%。     

喷雾液滴与涂层壁面作用的机理性试验及其影响研究

为了研究双组元离心式发动机的喷雾液滴在撞击燃烧室涂层壁面后的发展行为,及其对发动机燃烧和传热的影响,进行了液滴与真实的涂层试样的机理性试验。通过试验,使用高速摄影装置观察了液滴在不同温度和入射韦伯数We的条件下撞击涂层试样后的情况,包括撞击后粘附、铺展、破碎、飞溅、悬浮和反弹多种行为模式下的速度、粒径和角度,证明了涂层表面状态的差异性对于液滴撞壁行为有显著影响。根据试验结果,分别建立了两种涂层基于壁温与入射韦伯数We的液滴撞壁机制和数学模型,并结合化学反应动力学模型进行了燃烧传热分析,通过与OA模型仿真结果和真实发动机热试车测试数据的对比,验证了该模型具有更高的准确性。     

喷雾液滴与涂层壁面作用的机理性试验及其影响研究

为了研究双组元离心式发动机的喷雾液滴在撞击燃烧室涂层壁面后的发展行为，及其对发动机燃烧和传热的影响，进行了液滴与真实的涂层试样的机理性试验。通过试验，使用高速摄影装置观察了液滴在不同温度和入射韦伯数We的条件下撞击涂层试样后的情况，包括撞击后粘附、铺展、破碎、飞溅、悬浮和反弹多种行为模式下的速度、粒径和角度，证明了涂层表面状态的差异性对于液滴撞壁行为有显著影响。根据试验结果，分别建立了两种涂层基于壁温与入射韦伯数We的液滴撞壁机制和数学模型，并结合化学反应动力学模型进行了燃烧传热分析，通过与OA模型仿真结果和真实发动机热试车测试数据的对比，验证了该模型具有更高的准确性。     

双组元高室压脉冲火箭发动机工作特性分析

为了研究高室压脉冲火箭发动机的工作特性,在分析其工作原理的基础上建立了数学模型,其中燃烧室和挤压腔采用零维模型,喷管采用一维准稳态模型,采用四阶Runge-Kutta法进行了求解.结果表明,燃烧室的最大压强和平均压强都高于推进剂供给压强,而挤压过程中进出燃烧室的质量不守恒是压强升高的原因.与常规液体火箭发动机相比较表明,脉冲火箭发动机的真空比冲提高了7.5%,而喉部面积仅为其10.2%.     

基于燃烧室多反应器模型的民用涡扇发动机排放预测

选用燃油JetA为航空燃料,建立了简化火焰锋面模型、燃烧化学平衡模型、燃烧动力学模型、燃油雾化模型、燃油蒸发模型及污染排放生成模型.采用基于燃烧室多反应器模型对发动机在不同工作状态下的排放产物NOx、未燃碳氢化合物(unburned hydrocarbons,UHC)和CO进行了计算.结果表明:燃烧室内火焰温度越高,NOx排放量越大.在发动机工作在低转速工况下时,燃油液滴的雾化直径大,造成CO与UHC排放量增加.基于燃烧室多反应器模型计算通用性强、速度快,适合与发动机性能程序相结合,在发动机设计阶段对发动机不同工作状态下的排放产物含量进行预测计算.     

爆震波在爆震燃烧室内传播过程的数值模拟

在研究混合气体燃烧中产生的爆震波传播机理的基础上,应用特征线法对爆震波在爆震燃烧室内的传播过程进行了数值模拟,为分析脉冲爆震发动机的工作原理、性能计算与分析及实验研究提供理论依据。     

考虑自然对流的厚交换层液滴蒸发模型及其检验

两相模型对航空发动机燃烧室数值模拟的准确性至关重要,液体燃料的蒸发特性是两相模型的一个关键因素,为了得到准确合理的两相模型从而为燃烧室的设计提供依据,采用悬滴法实验研究了甲醇、煤油及航空煤油液滴在静止环境下的高温蒸发现象,并得到了液滴蒸发速率随环境温度的变化规律。比较实验数据与已有液滴蒸发模型计算结果,发现二者具有较大差距,分析认为已有模型应该考虑静止环境中自然对流对液滴蒸发的影响。在前人工作基础上,用考虑自然对流浮升力因素的厚交换层理论对静止环境下液滴的高温蒸发进行理论推导,得到新的蒸发模型。采用本文实验结果及文献液滴蒸发实验数据对新模型进行了检验。对于甲醇和煤油,在本文的实验工况下,新模型计算结果与实验结果具有较好的一致性,与实验的相对偏差不超过20%;对于煤油,新模型计算结果与文献实验结果的相对偏差不超过10%。     

脉冲爆震涡轮发动机原理性试验研究

为研究脉冲爆震燃烧室与涡轮及压气机三者相互匹配的详细机理,建立了脉冲爆震涡轮发动机原理性试验系统,其主要由脉冲爆震燃烧室、涡轮增压器、润滑系统、发动机测控系统等组成。在该试验系统上开展了脉冲爆震涡轮发动机原理性试验研究。首次实现了由脉冲爆震燃烧室驱动涡轮,涡轮带动压气机,压气机压缩空气供给爆震室的全闭环自吸气工作模式。试验结果表明：脉冲爆震涡轮发动机能在自吸气模式下持久、稳定地工作,爆震室与涡轮及压气机三者匹配良好,验证了用脉冲爆震燃烧室替代传统等压燃烧室的可行性。     

隐式耦合求解燃烧室内喷雾两相流场

在任意非结构网格下,采用开源程序对某型涡喷发动机环形燃烧室内的喷雾燃烧过程进行数值模拟.首先选用k-ε双方程模型、EBU(eddy break up)-Arrhenius紊流燃烧模型、颗粒随机轨道模型等模拟流场中的物理过程.然后用隐式耦合算法求解气相流动、拉格朗日方法跟踪液滴相在流动区域的运动,并考虑气相与液滴相的完全双向耦合作用.仿真实验得到的 燃烧室内温度分布、马赫数分布、速度分布、压力分布均较合理,温度分布与文献中的基本一致,这表明隐式耦合方法能够较好地模拟燃烧室内流场,反映其内部流动特点.      

变流量喷注器的设计和性能试验

本文介绍一种同轴环形可变截面喷注器,它用于双组元自燃推进剂变推力液体火箭发动机中,采用环形液流撞击-溅击进行组元的混合和雾化.经过万余秒的热试验证明该喷注器与高硅氧酚醛树脂材料的烧蚀推力室具有良好的相容性;推力变比可达5:1;与L=0.5m的燃烧室匹配,高推力下的燃烧室效率可达95%;该喷注器还具有重复起动或脉冲工作的能力.     

结构参数对单组元高室压脉冲推力器的性能影响

高室压脉冲火箭发动机由于使用差动式可移动喷注器,能够得到比供给压强高得多的燃烧室压强.为了分析其工作特性,建立了单组元脉冲火箭发动机挤压喷注、燃烧、排气过程的集总参数模型,以硝酸羟铵(HAN)基作为单组元推进剂,采用四阶龙格-库塔法对模型进行求解.分别从喷注器喷孔面积、喷注器差动面积比、喷管喉部面积、喷注器行程等方面分析并总结了结构参数对单组元高室压脉冲发动机性能的影响规律及影响程度.结果表明:计算模型能反映发动机的实际工作过程,其中,喷注器行程对燃烧室平均压强和平均比冲的影响最大,平均推力则对喷管喉部面积的变化最为敏感,上述两个结构参数是发动机优化设计时的首要考虑因素;其他结构参数对发动机也存在不同程度的影响,可以作为次要因素来考虑.      

航空发动机燃烧室熄火特性的研究

在对熄火特性进行深入研究的基础上，运用三维、两相紊流燃烧理论进行了航空发动机燃烧室贫油熄火的数值模拟。采用FLUENT软件计算出不同飞行状态发动机燃烧室发生贫油熄火时的三维速度矢量场、温度场和液滴轨迹，给出贫油熄火的αp-λ分布曲线，并将此结果与试验结果对比，证明了该数值模拟的合理性和可行性。与二维计算相比，三维计算更清晰反映出流场特性。     

基于1N级ADN推力器结构参数优化的仿真研究

应用正交设计方法,基于计算机仿真计算,对二硝酰胺铵(ADN)推力器的催化床长度及直径、燃烧室长度等结构参数进行了优化。以推力器推力为评价指标,利用极差分析法以及方差分析法分析了仿真优化计算结果,研究了上述结构参数对推力器性能的影响,得到催化床长度为21 mm、燃烧室长度为11.25 mm以及催化床直径为10 mm时为最优参数水平组合,与原机型对比,推力提高4.35%,并对比了优化后的ADN推力器和原机型ADN推力器内的工作过程,为ADN推力器的优化设计提供了参考。