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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
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以航空航天发动机和工业燃气轮机燃烧室中的热声振荡为背景,介绍了热声不稳定性的基本概念和物理特性。首先,讨论了燃烧室中火焰对来流扰动的动态响应,分析了受扰动影响时火焰热释放率的脉动过程,回顾了火焰传递函数和火焰描述函数的实验、仿真和理论研究方法及结果。之后,讨论并分析了横纵向扰动、纵向双频率扰动以及考虑火焰曲率效应下的火焰响应特性。最后,介绍了近年来学界发现的一种与火焰响应密切相关的热声不稳定现象——固有热声不稳定,探究了火焰响应对固有热声不稳定模态的影响作用,分析了火焰响应在燃烧室热声振荡系统中的作用。 相似文献
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利用发动机燃烧室稳定燃烧阶段的压力振荡信号,提取热声谐振模态频率及其幅值,并建立不同复杂程度热声振荡理论模型辨识获取各模态衰减系数,是当前试验评估燃烧室燃烧稳定性裕度的一种重要手段。建立了二阶随机振子热声振荡理论模型,采用基于最大峭度准则的变分模态分解算法提取压力振荡信号的热声谐振模态,开展了模态提取算法和时/频域辨识方法验证,并将其应用于某针栓式气氧/乙醇模型发动机燃烧稳定性裕度评估分析。结果表明:与传统的带通滤波算法相比,峭度最大变分模态算法有效提高了热声谐振模态的提取精度和使用便捷性。 相似文献
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为了分析高压补燃液氧煤油发动机氧泵间管内气液两相掺混冷凝及其压力波传播过程,建立了可产生压力扰动的垂直管低温气液两相掺混实验系统,以氧气/液氧为实验工质,开展压力波对垂直管内低温气液两相掺混冷凝的影响研究,获得了不同压力波频率和氧气流量工况下的掺混图像,分析结果表明:压力波会使发散流型由微弱振荡冷凝向间歇振荡冷凝转变,使椭圆流型由稳定冷凝向振荡冷凝转变;在0~52 Hz不同频率压力波作用下,发散流型最大轴向冷凝长度与掺混孔径之比在10~30之间,椭圆流型的比值在8~15之间变化;压力波对气相摆动频率起主导性和正相关性的影响。 相似文献
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液体离心喷嘴动力学特性理论分析 总被引:6,自引:0,他引:6
为了研究离心喷嘴在发动机动态系统中的作用,采用线性化法建立了液体离心喷嘴动力学模型,并推导了可以与其他环节相连的离心喷嘴传递矩阵模型。通过文献中的试验数据,验证了所提出的敞口型离心喷嘴模型的合理性。计算结果表明,在同样的压降和尺寸下,相对收口型离心喷嘴,敞口型离心喷嘴出口流量振荡幅值大大降低,滞后相位角较大。喷嘴与供应系统相互作用时,出口流量的谐振频率由供应系统的声学特性决定,但谐振峰幅值大小由离心喷嘴特性决定。增加喷嘴压降,则出口流量振荡幅值降低;在喷嘴压降不变时,提高发动机系统整体压力,则出口流量振荡幅值增大。 相似文献
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燃烧室压力振荡对喷嘴出口流量振荡影响分析 总被引:3,自引:0,他引:3
从理论上分析了燃烧室压力振荡引起喷嘴出口流量振荡的振荡传递.推导了振荡传递过程的传递函数。讨论带有各种喷嘴的燃烧室的动态特性,计算了燃烧室压强、喷嘴压降、喷嘴类型及结构尺寸对燃烧室压力振荡引起喷嘴出口流量振荡的影响.得到了喷嘴在此传递过程中的影响规律。 相似文献
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叙述的一种实验装置,可用来研究可贮存液体发动机的喷射区对声学干扰的整体响应特性.这一装置是以ONERA(法国国立宇航研究所)已成功地应用在固体火箭发动机中的方法为基础的.其中包括了用间歇调制喷管喉径的方法使一台模型小火箭的周期性振荡频率接近其一次纵向振型.在此情况下的喷射区的响应特性是由测量其一次纵向振型压力振荡的阻尼值来定量的,在以前的一篇文献中业已证明:在一台小型液体火箭发动机中,有可能触发出其一次纵向振型,并精确地测出不同阻尼值与参数变化之间的关系,例如用不同的喷注器、燃烧室压力、不同种类的燃料及喷管进口截面比等变化情况.这些实验采用了轴向喷注器,并假定推进剂的喷射和燃烧主要是受声压振荡干扰的(压力耦合).叙述在沿燃烧室全长的一半处装有径向喷注器的火箭发动机试验.试图用这种方式使喷雾和燃烧区受到声速扰动(速度耦合).并研究各种喷注器型式、燃烧室压力和燃料对声速扰动的影响.其间曾出现过若干自然的燃烧不稳定现象.还叙述用轴向喷注器进行的一些补充试验.对这两类实验结果加以比较即能鉴别压力耦合和速度耦合的不同特性.从某个技术角度看来,如果证实这类小型火箭发动机所获得的实验结果能转用于大型发动机,那么这种实验装置对研究液体火箭发动机的不稳定燃 相似文献
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22N 双组元液体火箭发动机采用四氧化二氮和一甲基肼为推进剂,在这样小的发动机中认为产生一次切向不稳定燃烧是不可能的,因为,这需要有极高的振荡频率。1991年,一台22N 火箭发动机在常规的验收试验中,遇到燃烧室被烧毁时,就否认了是高频不稳定引起的。由于缺乏高灵敏的测试仪器和基于高振荡频率的一次切向不稳定燃烧是不可能产生的认识,因此,进行了大量的故障原因分析工作。后来的研究结果证明,50000Hz 频率左右的一次切向不稳定燃烧是能够出现的。而改变喷注器集液腔容积和应用亥姆霍兹谐振器,便能成功地消除这种类型的不稳定燃烧。 相似文献
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研究背景简介液体火箭发动机不稳定燃烧源于燃烧化学反应和燃烧室内气体流动的藕合。不同类型的不稳定燃烧,尽管振荡频率和振幅不一样,但都是以压力振荡为特征,根据压力振荡频率的高低,发动机不稳定燃烧可分成三大类,即:低频率不稳定燃烧(喘振),中频不稳定燃烧(蜂鸣),高频不稳定燃烧(尖啸)。本文主要介绍高频不稳定燃烧的研究历史和现状,这种禾稳定燃烧,其试验观测到的振荡频率和理论计算的燃烧室内声波频率相近,因此被称作 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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流量调节器在泵压式供应系统中的动力学特性 总被引:2,自引:0,他引:2
针对某型流量调节器及泵压式供应系统,建立了描述其动态特性的频域分析模型,研究系统在出口压力扰动下的频率响应特性以及系统的固有稳定性.结果表明调节器在系统中的位置对系统高频范围内的频率特性影响很大.当供应系统总压降保持一定,增大出口局部流阻的压降能降低系统的谐振峰.当出口局部阻力较小,管路长度比例合适时,系统能够出现自发的不稳定.出口局部阻力越低,系统的总管路长度越大,则系统稳定性越差,不稳定的管路长度比例区间就越大.系统产生不稳定的机理是,在合适的管路长度比例下,调节器第二道节流口所分成的两截管路的声学频率相匹配,且流量调节器处于固有频率的压力波腹,滑阀始终受到频率一致、较大幅值的脉动压力的作用,使得滑阀在固有频率下产生明显的随动响应,对系统形成正反馈.在系统的阻尼耗散作用不足时,形成了耦合的不稳定系统. 相似文献
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压力振荡环境下液滴蒸发动态响应特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
《火箭推进》2015,(4)
设计了压力振荡环境液滴蒸发实验系统,开展了压力振荡环境下液滴蒸发动态响应特性实验研究,分析了压力振荡对液滴蒸发过程的影响,建立了压力振荡环境非稳态蒸发模型,并基于该模型考察了振荡频率、振幅、燃烧室平均压力及温度对蒸发特性的影响规律。实验表明,压力振荡环境对液滴蒸发过程具有明显的促进作用,增加了液滴蒸发速率,且蒸发速率波形相位滞后压力振荡波形接近180°。研究发现,增加振荡频率会加剧蒸发速率的振荡,但对蒸发速率平均值并无影响,蒸发过程中液滴直径变化趋势并无明显区别;燃烧室的高温环境在增加液滴蒸发速率、促进蒸发的同时,也会增强压力振荡对蒸发过程的影响效应,加剧液滴蒸发速率振荡;对于燃烧室平均压力和振幅,要将振幅占燃烧室平均压力的百分比作为影响因素之一来进行考察,百分比越大,液滴蒸发速率及表面温度振荡越剧烈。 相似文献