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...     

新型可贮存推进剂泵压式发动机技术论证

运载载荷清单表明,在2002年至2003年期间,需要性能更高的可贮存上面级。为尽快满足这一新的要求,Dasa于1996年着手一项公司投资的技术论证计划,旨在寻求将Dasa所拥有的技术运用于45～65kN级别的新型可贮存上面级泵压式定动机的方案。对于可贮存双组元同轴式喷注器,Dasa有丰富的研制经验,这种结构的喷注器已被成功地用于97年10月阿里安5的502次飞行,运用这些经验,Dasa已研制了两套分别为65kN/6MPa和46kN/5MPa水平的这种结构的喷注器。这种喷注方案对于泵压式发动机相应工作条件下的可移植性,已经通过地面综合热试车的试验论证。在这种发动机所需的宽的工作范围内,性能和燃烧稳定性方面的可行性已得到了充分验证。通过专门的炸弹试验获取了喷注器综合稳定区域。利于设计达到成本目标的优化的喷注器生产规程已有草案,它实现了高水平的可重复性生产,在热试前这已得到了验证。只要进行适当的结构和功能改进,就可有效增加燃烧效率和减小燃烧粗糙度。按Dasa低成本工艺而组织的再生冷却燃烧室的生产正顺利进行。规划及设计将通过发动机的地面长程热试车鉴定,所使用的是一套适当的试验功能组件。计划在1998年晚些时候的试验将补充完善已做的喷注器可行性试验,并最终论证推力室组件综合性能满足发动机所需的要求。从Dasa的技术论证计划(TDP)中所获得的经验将有力地推进发动机的研制工作并减小技术和进度两方面的风险。     

单组元催化分解发动机喷注器的设计与研究

阐述了设计喷注器的基本原则与要求,讨论了喷注器压降、推进剂分布、撞击、集液腔容积、喷注器装配、材料相容性对喷注器性能的影响及改进的方法。还介绍了几种典型的喷注器结构及其特点。     

硝酸羟胺发动机喷注器特种流量分配方法

硝酸羟胺(HAN)发动机如果采用传统肼类均匀分配喷注器,那么在靠近喷注器一段距离的催化床内,中心温度低于边缘温度,中心位置反应物转化率低于边缘位置,并且中心位置反应物质量分数高于边缘位置,该不均匀性将影响发动机工作寿命。针对HAN发动机喷注器采用传统设计方案容易使得催化床中心过载的问题,提出了一种“外密内疏”流量分配喷注器设计方法,并给出了该方法的设计理论。开展了基于传统喷注器结构和新型“外密内疏”喷注器结构的60 N HAN发动机热试车试验,对比结果表明,传统均匀分配喷注器的60 N HAN发动机工作680 s后发动机失效,而采用新型特种流量分配方案喷注器的发动机可较稳定地完成1 200 s长稳态工作。提出的新型喷注器设计方法为长寿命HAN发动机工程应用提供了参考。     

过氧化氢自燃点火器的试验研究

采用分段可拆卸的点火器,对带后向台阶的横向喷注器、气液同轴喷注器、不同喉部直径的喷管等结构进行了试验研究。后向台阶高度为7mm的喷注器比13mm的后向台阶火焰稳定效果更好。在相同温度和室压下,横向喷注器的自燃能力优于气液同轴喷注器,喷管收缩比越大,越利于自燃。     

变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述

为总结变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的研究成果和梳理未来的发展方向，本文综述了该领域的研究进展。首先介绍了针栓喷注器的基本概念和研究意义，然后从设计原理、工程研制、雾化特性和燃烧特性等方面介绍了针栓喷注器的研究历史和现状，最后展望了针栓喷注器的发展趋势及需要研究的一些科学问题。分析表明，液液针栓喷注器、气液针栓喷注器的雾化特性和燃烧特性都还需持续开展研究。雾化特性中特别需要关注的是雾化角、混合特性和下漏率，还要探索针栓喷注器在反压下的雾化特性。燃烧特性中需要深入研究温度分布、火焰结构和燃烧稳定性。     

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。     

推进剂喷注器动态特性对燃烧稳定性及效率的影响

本论文对推进剂喷注器动态特性及高能燃烧室中喷注器不稳定工作对燃烧稳定性和效率影响的研究结果进行了综合评述。已经发现,燃烧室中的工作过程随喷注器幅频和相频特性变化的响应可以作为认识不稳定机理的判断依据。利用改变喷注器动态特性而不改变喷注和混合过程稳定因素的方法,已逐步发展了一些获得稳定性的计算方法。充分的研究表明,自激的或诱发的喷注器不稳定工作都可导致雾化和混合过程的充分变化,并能提供一个更均匀、可燃烧的混合物,同时也延长了燃烧区。     

鲁泊数和孔径比对直流互击式喷注器性能的影响

设计高性能喷注器、提高发动机比冲性能是发动机设计者一直追求的目标。对于直流互击式喷注器,鲁泊数和孔径比是影响喷注器性能的两个关键参数,而且两者之间有一定关联。为了初步研究鲁泊数和孔径比参数对直流互击式喷注器性能的影响,合理匹配两者的关系,设计了三种状态的喷注器,进行了混合比分布试验和热试车考核。结果表明,兼顾鲁泊数和孔径比才能使氧化剂和燃料达到最佳混合效果,提高燃烧效率。     

液氧/煤油火箭发动机喷管膜冷却数值仿真

为评价膜冷却方法对 NASA 的 Fast Track 发动机推力室喉部的冷却效果,特进行了此数值仿真。膜冷却考虑了通过喷注器面的喷口和设置在喷注器与喉部之间的一个附加喷口。LOX/RP—1发动机推力室燃气的仿真是用 CFD—ACE 软件来实现的。这个软件采用以压力为基础的隐式有限体积迎风格式来求解 Favre 平均 Navier—Stokes方程和组份方程。研究了一套简化的化学组分方程组来模拟 LOX/RP—1推力室的化学平衡。研究结果表明:有可能通过优化喷注器面和附加冷却剂喷口之间的膜冷却剂的分布,来维持喷管壁温低于2000K 的温度界限,满足喷管衬层的烧蚀率低于0.05mm/s 的要求。仿真确认了 RP—1(煤油)的冷却效果是由于高吸热的裂化过程所至。共轭梯度换热分析指出:附加的冷却剂喷口可能得采用纯铜以外的其它材料制造。最后,膜冷却方法仅使喷管比冲下降约2%。     

基于创新型QC小组活动的新型高效液氧甲烷喷注器研制

为了满足液氧甲烷喷注器不同工况下燃烧效率的研制需求,小组成员以高效喷注燃烧技术为突破口,通过头脑风暴法确定了5种喷注器方案,通过成本、性能及变工况适应性等各方面对比,以及仿真研究手段,对比了流场特性和燃烧特性,优选出了两种方案;最后通过缩比冷态和热态试验确定了最佳方案。在研制过程中,小组成员运用5W1H原则制定实施对策,并充分采用QC方法,攻克了可变推力工作的液氧甲烷喷注器关键技术,成功研制出了新型高效液氧甲烷喷注器,实现了新型高效液氧甲烷喷注器的研制目标值。     

自击式喷注器喷注孔测量方法研究

发动机喷注器喷注孔撞击精度等几何参数是试车和飞行振动的重要影响因素之一.因此,对加工、装配铆接和钎焊后喷注孔的相关尺寸参数进行准确测量、分析和评价,提高喷注器产品的质量可靠性是亟需解决的问题.通过设计喷注孔自动测量方案,组建测量系统,设计专用定位工装和开发数控测量程序,形成了自击式喷注器喷注孔测量方法,并对测量数据进行了统计分析.结果表明：测量方法可靠,检测效率提高了92％左右.     

钛合金喷注器扩散钎焊失效分析与改进研究

某次试车中发动机喷注器出现扩散钎焊失效故障,根据失效焊缝的扫描电镜断口观察、X射线光电子能谱和金相分析结果对喷注器焊接结构、工艺参数等进行了改进研究。仿真、试件试验和热试车结果表明,改进后喷注器扩散钎焊强度和一致性明显提高。     

直流式喷注器设计

参阅国外文献并利用国内研究试验结果,论述了直流式喷注器的基本型式,给出了设计方法,包括喷嘴排列设计、排列计算。从喷注器设计的角度出发,提出了解决燃烧性能、燃烧不稳定性和冷却问题的途径;叙述了喷注器的制造工艺过程及加工方法。     

气液针栓喷注器液束撞击气膜破碎过程研究

为了全面认识气液针栓喷注器破碎过程,采用网格自适应加密技术、CLSVOF(coupled level-set and volume-of-fluid method)方法和SBES(stress-blended eddy simulation)湍流方法对气液针栓喷注器液束撞击气膜破碎过程进行数值仿真,获得了液束破碎过程的...     

液体火箭发动机针栓喷注器雾化燃烧技术研究进展

针栓喷注器具有结构简单、可靠性高、燃烧稳定,可实现深度节流、面关机、机构可按比例缩放、成本低等显著优点,以其为基础的推力调节技术是一种实现液体火箭发动机变推力方案的有效途径,得到了广泛的应用。基于国内外针栓喷注器及针栓式发动机技术的发展现状和应用实例,着重从喷注器雾化性能和发动机燃烧流动问题2个方面进行了分析,在此基础上提出了对喷注器及发动机技术研究方向和研究重点的建议。     

阿里安-5的上面级发动机

欧洲阿里安-5运载火箭的上面级和使神号航天飞机的推进装置将使用一种真空推力为27.5千牛的发动机,这种压力输送式发动机的预研工作已经结束。热试车表明,用于喷注可贮推进剂的共轴喷注器在性能、燃烧稳定性以及热相容性等方面都能达到设计要求。本文介绍了这种发动机的性能、结构设计和试验等情况。     

液液针栓多喷注单元喷雾场数值模拟

为了研究相邻喷注单元间相互影响对针栓式喷注器喷雾场的影响,以平面针栓多喷注单元为研究对象,采用基于AMR(adaptive mesh refinement)技术和分相识别的PLIC VOF(piecewise linear interface calculation VOF)新方法,实现了针栓式喷注器雾化过程的高保真数值模拟。给出了喷雾场典型的结构特征及液雾的分布特性,对比了多喷注单元与单喷注单元喷雾场的差异,揭示了相邻喷注单元间的相互影响机制。研究表明,新的仿真方法在精细研究针栓式喷注器喷雾场方面具有较好的准确性。与单喷注单元相比,多喷注单元喷雾场主要存在以下特殊结构：相邻两雾扇相撞背部呈脊状结构,使得雾化区域大于雾化角;两雾扇相撞在中间对称面汇聚形成薄液膜,使整个雾化角范围内均有液滴分布;相邻两孔之间形成一定下漏率和下漏液膜宽度;液膜路和液束路的液滴粒径均显著增大了约35%,流强和混合比沿径向分布更趋于均匀。相邻喷注单元间的相互影响机制为：相邻喷雾扇相撞后原先各自向外展开的雾扇被挤回中心对称面,其厚度是原雾扇的两倍,其他未发生撞击位置的液膜厚度保持不变,最终形成的喷雾扇结构呈扁平的...     

用于先进火箭发动机的富氧预燃室

洛克达因公司已成功地设计和生产出了富氧的液氧/气氢预燃室,并在燃烧室绝压为14.1～21.3MPa,质量混合比为117—174,推进剂总流量为14.0～23.6kg/s 的工作范围内通过了热试车考验。按费用低、重量轻、易操作等原则设计的先进的富氧预燃室,其推进剂射流都处在同一个平面上(喷注面),以实现沿不冷却的燃烧室轴线方向的均匀燃烧。在八次主级工作时间为1～5秒的试车中,直径89mm 的富氧预燃室喷注器多次反复地验证了其良好的点火、火焰传播和火焰维持等特性,而且当通过测量计算所得的特征速度效率为99%时,没有不稳定燃烧的迹象出现。此时测得的燃气平均温度从260℃(混合比 I_m—174)到538℃(r_m—117),而且每次试验,各方向热电偶的测量值相差不大于24℃。全尺寸的富氧 LOX/GH_2预燃室的成功热试车证明了全流量补燃循环(Full-Flow Staged Combustion Cycle 简称 FFSC 循环)发动机设计的一个关键启动技术已被突破。本报告总结了富氧预燃室的研究情况并进而对确保可靠地实现点火、火焰传播和火焰维持,使预燃室形成高水平的推进剂混合和质流的均匀性的喷注器进行了设计分析。     

不均匀喷注对火箭发动机点火过程的影响研究

高空点火瞬态过程是液氧/甲烷火箭发动机工作过程中流动非常复杂、燃烧很不稳定的阶段。为了验证喷注流量不均是否为导致点火压力峰升高的重要因素,采用瞬态仿真对该过程进行数值模拟。在无喷注不均的情况下,得到了推力室各特征截面的温度和压力分布的时序演化,以及推力室侧壁及喷注器面上给定测点的压力分布时序,揭示了高空点火过程中着火点的位置特征及压力波在喷注器面的振荡过程。接下来设置了喷注流量不均的多种工况,发现喷注流量不均不会改变推力室侧壁最大压力峰值,只是改变最大压力峰值位置,但却明显增强了压力波对喷注器面的冲击,尤其使以隔板为界的内圈喷嘴所受的平均最大压力峰值达到了推力室稳态压力的30倍,从而验证了喷注流量不均是引起点火烧蚀的一个重要因素。