液氧/甲烷高压补燃火箭燃烧室研究

采用一台小型推力室对液氧/甲烷推进剂的高压补燃火箭燃烧室进行了实验评估,富燃预燃室和主燃室均单独进行了试验.预燃室/主燃室装置的试验条件是:主燃室压力7—9.6MPa,混合比3.1—3.7.预燃的燃气温度760—1070K,推力范围4.6—6.4kN.试验评估了在使用不同类型的主喷注器和预燃室喷注器时,预燃室和主燃室的燃烧性能、主燃室内的热通量分布以及室壁和喷嘴表面的积碳特性.此外,还推导了表征主燃室燃烧效率的经验公式.实验装置的任何部位均未出现严重的积碳,也未检测到由于室壁的积碳而引起热通量的明显减小.     

富氧预燃室初步试验研究

为了研究全流量补燃循环发动机中富氧预燃室的点火以及燃烧特性，对点火方案和预燃室方案进行了分析。通过对多种预燃室结构形式和点火方式的比较，提出了适合于富氧预燃室初步试验要求的点火方案，研制了热表面谐振点火器并采用间接点火方式研制了氢氧火炬点火器。点火器的试验结果表明氢氧火炬点火器能够多次可靠地点火并生成稳定的点火火炬。由于不受谐振产生条件的限制，氢气和氧气的流量和混合比可以在较大的范围内选择，生成点火火炬的温度范围也很宽。对确定的富氧预燃室方案进行了设计加工，经过三个阶段的热试车，富氧预燃室的关键参数均达到了设计要求，结构无烧蚀，工作可靠，完全可以满足全流量补燃循环发动机系统对富氧预燃室的要求。     

环槽式过氧化氢/煤油气液喷注器研究

对环槽式过氧化氢/煤油气液喷注器进行了理论分析和数值仿真计算。介绍了环槽式过氧化氢/煤油气液喷注器热试车情况,试验燃烧室压力1～2 MPa,混合比7～9,获得了燃烧效率、点火性能、燃烧稳定性、喷嘴特性及混合比等重要参数。     

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

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。     

高性能的俄罗斯液氧/煤油发动机NK-33

NK—33液氧/煤油火箭发动机是由萨莫拉国家科研生产联合体——“TRUD”为俄罗斯N—1登月火箭研制生产的。这种四级型的 N—1火箭所使用的发动机均为液氧/煤油火箭发动机,其中30台 NK—33发动机用于第一级,8台与 NK—33发动机类似而面积比更大的 NK—43发动机用于第二级,四台 NK—39发动机用于第三级,一台除带有常平座外类似于 NK—39发动机的 NK—31发动机用于第四级。所有上述的液氧/煤油发动机都是六十年代研制的,均采用一个富氧预燃室产生涡轮燃气,气氧与热煤油经过分级燃烧喷注器在8.964～15.169MPa 绝压下燃烧。NK—33、NK—43和 NK—39发动机可控制发动机簇的推力,并提供火箭的推力向量控制。由于采用高室压,NK—33发动机的设计实现了较高的性能和很轻的结构重量。富氧预燃室的采用,使得发动机有较高的燃烧效率和燃烧稳定性。在预燃室中,全部的液氧以58:1的混合比燃烧,所产生的628.15K 的富氧燃气全部用来驱动涡轮泵的涡轮,然后进入喷注器和燃烧室。NK—33发动机的结构牢固可靠,可实现很高的泵出口压力和14.480MPa 绝压的高燃烧室压力,因此,其面积比可达27:1,可产生2913.57m/s 的海平面比冲和3274.1m/s 的真空比冲。气氧和热煤油喷注器可保证发动机推力降至23%推力水平时仍能稳定燃烧。各次试车之间,无需使用溶解剂清洗 NK—33发动机的零件,也没有发动机零件的碳化现象,这是由于取消了富燃料气发生器和降低推力室冷却套中的煤油温度的缘故。NK—33发动机在用于飞行计划以前进行了充分的试验,共进行了910多次试车,累积点火时间达211,800秒。研制和鉴定完成后,先后共交付了250台 NK—33发动机,可靠性指标达到0.996。已经证实,NK—33发动机是一种高性能的助推发动机。它结构牢固可靠;所采用的技术,到目前为止,未见于美国的发动机。NK—33发动机可凭借低成本和高飞行可靠性改进运载火箭的性能。     

用液氧喷注对下游稀释的富氧预燃室

采用理论计算的分析方法,对全流量循环液体火箭发动机的富氧预燃室进行了概念性研究。合理的设计方法是:首先让推进剂以接近化学当量比进行燃烧,然后用液氧稀释。考虑了两种对高温燃气进行稀释的方法。第一种方法是液氧从燃烧室室壁沿径向喷入高温燃气,第二种方法是在喷注器面下游液氧沿轴向喷入。计算表明,在一定的工作条件下,两种方法都能得到均匀、低温的温度分布。本文的计算结果已用来设计原理性研究的缩尺试验件,该试验件采用轴向喷入方法,具有潜在的合理性,将在宾夕法尼亚进行试验验证。     

气氧／甲烷同轴剪切喷注器燃烧特性数值模拟

对以气氧／甲烷为推进剂的同轴剪切喷注器进行了数值模拟,研究了喷注器设计参数对推进剂掺混燃烧、燃烧室壁面和喷注面板热载的影响。研究结果表明：氧喷注速度增大不利于推进剂的掺混燃烧,降低了燃烧效率,增大了燃烧室壁面和喷注面板的热载：动量比增大提高了推进剂的燃烧效率,缩短了燃烧距离,但增大了燃烧室壁面和喷注面板的热载;中心氧喷嘴管壁厚和氧喷嘴管的缩进,对燃烧效率有影响,但两者对燃烧室壁面和喷注面板热载影响不明显;对燃烧效率而言,特定情况下氧喷嘴缩进存在一最佳值。     

氧压降对气-气喷注器燃烧过程的影响

开展气氢/气氧为推进剂的同轴剪切喷注器的热式试验研究.通过测量燃烧室压力和燃烧室壁面温度,研究在速度比一定的条件下,氧喷嘴压降变化对燃烧位置和燃烧效率的影响.研究结果显示氧压降变小使推进剂的燃烧效率提高,喷注压降变化对气-气推进剂的燃烧位置影响很小;气-气喷注器的设计可以选取小的氧喷注压降.     

富氢/富氧燃气温度对同轴直流气-气喷嘴性能的影响

通过求解使用k-ε湍流模型的Navier-Stokes方程组对采用同轴直流气-气单喷嘴燃烧室的燃烧流场进行数值模拟,对比分析了富氢/富氧燃气推进剂与常温氢气/氧气推进剂条件下的燃烧流场、燃烧室室壁和喷注面板处的燃气温度,研究了富氢/富氧燃气温度变化对燃烧流场和燃烧室热载的影响。数值结果表明:富氢/富氧燃气气-气喷嘴的燃烧性能较好,但热载较高;富氢/富氧燃气温度一定范围内提高对燃烧性能影响不明显,而热载增加。     

常温推进剂发生器低压点火动态特性分析

针对常温推进剂富氧燃气发生器低压点火室压存在低工况建压缓慢的问题,提出一种基于推进剂转化率修正系数的修正方法。该方法将抛物线函数和双曲正切函数结合,形成新的修正系数函数,以燃气发生器混合比下降至临界混合比时刻作为修正系数函数切换点。经不同点火时序低压点火试验验证,仿真模型计算获得的燃气发生器室压与试验值最大动态误差为4.6%。采用混合比36为临界混合比,可以在较宽的范围内准确捕捉到推进剂开始正常燃烧的时间点。富氧燃气发生器中若提前进入过多氧化剂会导致大量积存,将与其后进入而不断累积的燃料瞬间发生剧烈化学反应导致室压出现超调峰值,在时序设计中应在保证富氧点火的前提下尽可能缩短燃料与氧化剂进入的时差。     

常规推进剂发动机高压富氧燃气燃烧处理方法与试验

针对大推力常规推进剂补燃发动机燃气发生器试验的高压富氧燃气的无毒化排放处理需求,设计了国内首个大流量高压富氧燃气实时燃烧处理装置,实现了某补燃发动机富氧发生器试验燃气的燃烧处理。处理装置采取快速降压和混水补燃的技术方案,首先采用超声速拉法尔喷管和多孔阻尼板,使排气的压力大幅下降,并通过整流装置保证排气流场参数均匀,为下游燃烧室提供低压低速的稳定气流;然后采用分级燃烧室,在燃烧室轴线的不同位置多次喷射混水燃料,实现与富氧排气进行补燃,通过控制混合比和燃烧温度,保证NO_x转化为N₂和CO₂。试验结果表明,处理装置燃烧稳定,结构可靠,排气压降比超过95■,补燃效率超过0.9,实现了无毒化处理能力超过每秒百千克量级。     

气-气同轴直流式喷注器结构参数对燃烧性能的影响

气—气同轴直流式喷注器广泛应用于全流量补燃循环发动机,喷注器的结构设计在很大程度上影响发动机主推力室的性能。为了探究气—气同轴直流式喷注器的结构参数对燃烧性能的影响,通过数值计算,分析了氧喷嘴直径、燃料喷嘴宽度、燃料喷嘴与氧喷嘴之间的壁厚以及中心氧喷嘴的缩进距离这4方面的结构参数对燃烧效率以及火焰长度的影响。结果 表明...     

氧化亚氮/乙烯推进剂预混燃烧特性试验研究

氧化亚氮基单元复合推进剂是一种新型、高能、无毒的单组元推进剂,具有广阔的应用前景。开展了氧化亚氮/乙烯推进剂在室压0. 7 MPa和1. 0 MPa条件下、混合比6. 2～10. 6范围内的预混燃烧特性试验,获得了混合比、燃烧室特征长度等对特征速度和燃烧效率的影响规律。试验结果表明:当量孔径为65μm、厚度为5 mm的不锈钢多孔材料具有良好的防回火效果,所有试验工况均未发生燃烧室回火现象; N_2O/C_2H_4推进剂的理论特征速度和试验特征速度均随着混合比的增大而减小,最高燃烧效率达到了95. 0%;随着燃烧室特征长度的不断增大,燃烧效率先增大后减小,对所试验的特定喷注器结构的铜热沉模型燃烧室来说,最佳的燃烧室特征长度在1. 675 m左右。     

高压低混合比氢氧预燃室出口温度均匀性分析

为了深入了解高压低混合比氢氧预燃室的出口燃气温度均匀性,设计了一个缩尺预燃室,开展了不同缩进深度比、扰流结构、工况下缩尺预燃室出口燃气温度均匀性的研究,并通过全尺寸预燃室试验验证了设计方案的合理性。试验结果表明：随着缩进深度比的增加,燃气温度均匀性逐渐提高;随着室压、混合比的升高,扰流环结构的均温效果提高;扰流环与拐弯结构的组合方式可使燃烧室内的温度均匀性提高54.8%～89%;在喷嘴设计参数下,相对于同轴离心喷嘴,采用同轴直流喷嘴的缩尺预燃室在50%～100%工况下的出口燃气温度均匀性较优;当采用扰流环及90°拐弯结构时,全尺寸预燃室的出口燃气温度均匀性在±50 K范围内,同时相对于氢涡轮侧出口,氧涡轮侧出口的燃气温度均匀性更优。     

未来运载器液体火箭发动机推力室技术研究

Astrium的航天基础技术分部(SI)正在研究下一代部分可重复使用和可重复使用液体火箭发动机的相关技术.本文总结了对以下主推力室组件所进行的技术研究工作喷注器、主燃烧室、喷管延伸段.对于高性能分级燃烧循环发动机,先进喷注器的研究重点是气态推进剂的喷注.已经为Astrium的燃烧室设计了能够喷注液氧、冷却剂氢和预燃室热气体的喷注器.另一项工作是低成本喷注器方案研究,使单喷嘴的质量流量为标准喷嘴的四倍.对于主燃烧室,可以预见的可用技术是提高可重复使用推进系统中推力室的寿命.本文研究了一种弹性内衬和一种先进热防护壳体.文中给出了这两项技术的缩尺燃烧室试验结果.另一项主要工作是增加先进高性能胀膨循环发动机燃烧室壁的热传导.本文汇总了不同结构的缩尺燃烧室试验结果.对于喷管延伸段,研究重点是陶瓷基复合材料喷管延伸段,最近对缩尺试验件进行了试验,将燃烧室试验压力提高到8MPa.对于未来的高面积比方案(HARC),最近正在设计一种热量测量喷管延伸段,用于测量在满流和分离流状态下的热传导.     

RBCC推进系统主火箭发动机气氧／煤油推力室研究

为满足RBCC推进系统主火箭发动机对气氧／煤油推力室的要求,对其进行了高燃烧室压力和温度、大范围变工况工作研究。气氧／煤油推力室喷注器采用中心区气液双组元内混式喷嘴和边区直流喷嘴结合结构,身部采用夹层冷却结构。通过对推力室气氧／煤油推进剂的点火及雾化混合技术、推力室喷注器及身部冷却设计技术、推力室的点火启动、稳态工作等关键技术的研究表明,推力室在室压3MPa、5MPa工况下可稳定燃烧。额定推力650N的气氧／煤油推力室方案可靠、点火工作正常,可以满足大范围变工况稳定工作要求。     

NK-33火箭发动机获得新生

NK-33火箭发动机于上世纪60年代末由苏联库兹涅佐夫设计局设计用于登月火箭发动机,具有性能可靠、推重比大等特点。该发动机是分级燃烧循环双元液体推进剂火箭发动机,采用富氧预燃室技术驱动涡轮泵。由     

预燃室低频不稳定燃烧仿真研究

为弄清燃烧不稳定性激励机制,建立了氢氧预燃室低频燃烧稳定性分析数学模型,利用MATLAB/SIMULINK集成软件包搭建仿真平台,研究了与供应系统耦合的低频不稳定燃烧。结果表明:在各种不稳定激励因素中,氧的喷注压降对稳定性影响最为显著,当其值低于某一稳定边界时,出现极限环振荡,提高氧的喷注压降可以非常有效地抑制低频不稳定燃烧;当氧的喷注压降位于稳定边界附近时,混合比将对稳定性产生一定影响,降低混合比可以较好地抑制低频不稳定;氢的喷注压降对低频燃烧稳定性影响很小。     

RP-1/GO_2/GH_2三组元推进剂的燃烧性能

本文采用试验方法评估了火箭发动机燃烧室内 RP—1/GO_2燃烧时喷入气氢所产生的燃烧性能和稳定性。三组元、涡流同轴式单喷注单元安装在25.4mm 的六角形横截面的散热燃烧室内。模块化的喷注器能够控制动量比及随后的推进剂雾化和混合。在不同的混合比、喷射速度和室压下,完成了84次试验,其中部分试验加入了总燃料质量的10%的氢。记录了燃烧性能(C)、燃烧效率(ηc)和高频动态室压。在 RP—/O_2燃烧场中喷入10%的氢可以提高效率、改善稳定性并降低固态碳,火箭燃烧室热点火试验结果表明,在类似的工况下燃烧效率平均从92%增加到97%,燃烧室内的高频压力测量指出声学强度显著下降,总声学功率降低了9倍,在燃烧室一阶纵向频率处平均功率谱密度(PSD)从1.10降至0.15(psi—rms~2/Hz)。除了这些结果以外,加入氢后,积累在室壁上和排气羽流中的固态碳大大减少。这些结果与喷注器类型、氢的喷注位置和喷注动量的关系表明,加入氢将使 RP—/O_2的喷注动力学过程发生变化。     

无积炭富燃煤油三组元预燃室的研制情况

为可重复使用运载火箭和单级入轨而设计的三组元发动机的关键性论证计划作为化学自动化设计局、空气喷气公司和马歇尔空间飞行中心的国际合作尝试正在进行之是。由俄罗斯化学自动化设计局设计和制造并经过飞行鉴定的 RD—0120液氧液氢火箭发动机是三组元发动机研制的基础。现有的富燃双组元预燃室被一个单独的预燃室所取代,该预燃室在单级入轨助推飞行期间,将用三组元(煤油、氢和氧)模式工作,在飞行其余时间,将用双组元(氢和氧)模式工作。可重复使用富燃三组元发动机的最关键设计和可操作性的问题之一是预燃室产生积炭的可能性。化学自动化设计局以前的分析和试验研究表明,将氢加到氧/煤油预燃室里,燃烧过程中会防止积炭的形成。在俄罗斯化学自动化设计局进行的单个模型预燃室的试验已经证实这个概念是正确的。两个不同的喷注器改型已经得出结果:在额定工况工作时,三组元燃烧生成物中无积炭。积炭是在偏离额定工况下产生的,试验表明无积炭工作有一定范围。本文就无积炭工作的单个模型三组元预燃室至今进行的试验进行了报导。