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该研究的目的在于阐明液氧/甲烷火箭燃烧室的燃烧稳定特性、重点强调喷射速度比对燃烧稳定性的影响。试验使用了14kN 没有任何稳定性辅助设备的燃烧室,所用的四个同轴式喷注器具有不嗣的喷射速度比,V_ /V_0,试验范围逐渐从5.6提高到24,燃烧室压力3.5MPa,氧化剂与燃料之比从3.0到5.0。稳定性评估实验采用了直接喷射气体和脉冲枪两种方法,喷射氧气和脉冲枪两者均产生强烈的压力扰动,其分别是燃烧室平均压力的30%和100%。在所有试验条件下,所引起的一阶纵向和一阶切向压力扰动都很快地被抑制。试验条件包括了低的 V_ /V_0状态,在该情况下,NASA 路易斯研究中心177.93kN 的液氧/甲烷发动机出现了不稳定燃烧。本文采用了费勒—赫德曼(Feller——Heidmann)稳定性分析法来分析设计和工作参数对稳定性的影响。 相似文献
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《固体火箭技术》2021,44(2)
在马赫数2.0,总压0.98 MPa和总温920 K的超声速来流条件下,针对现有常见的凹腔组合式燃料喷注方案出现的燃烧不稳定和火焰吹熄现象,通过改变凹腔上游壁面双路燃料喷注的位置,设计了两种优化的凹腔组合式喷注方案,并对不同燃料喷注方案下的火焰稳定过程进行研究。通过高速摄影和CH*基自发辐射成像技术,详细观测了后缘突扩凹腔燃烧室中乙烯火焰传播过程。研究表明,原始的喷注方案容易发生火焰振荡,并伴随着火焰回传现象以燃烧模式的转换;当量比超过0.3时,就难以实现稳定燃烧,并出现火焰吹熄现象。两种改进的喷注方案均能增强燃料射流与凹腔的相互作用,可在更宽燃料喷注当量比范围内维持火焰不被吹熄。相比于增加上游喷注与凹腔前缘距离的喷注方案而言,增加双路燃料喷注之间距离的喷注方案的稳焰效果更好,燃烧反应区也更加靠近凹腔前缘,燃烧释热也更强。这种喷注方案可为超燃冲压发动机燃烧室中凹腔燃料喷注方案的优化设计提供参考。 相似文献
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Metal/N_2O粉末火箭发动机实验研究 总被引:3,自引:0,他引:3
采用气压驱动供粉方式,开展了Metal/N2O火箭发动机点火实验。通过分析活塞位移及燃烧室压强振荡,研究了两相流动特性。根据液滴燃烧模型,分析了燃烧室压强、颗粒滞留时间、氧燃比等因素对发动机燃烧效率的影响。通过以上研究,验证了此种发动机的优良性能。结果表明,输送管路中固相浓度脉动幅度在颗粒粒径40μm、两相流空隙率97%、氮气流动速度27 m/s情况下小于±0.36%;Mg/N2O实验平均特征速度效率在燃烧室压强0.5 MPa情况下高达96.4%,Al/N2O实验在燃烧室0.91 MPa情况下燃烧效率达到88.5%;提高燃烧室压强、颗粒滞留时间,可提高燃烧效率,但氧燃比对燃烧效率影响较为复杂。 相似文献
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H2O2-PE固液火箭发动机低频不稳定燃烧研究 总被引:3,自引:0,他引:3
介绍了85%H2O2-PE固液火箭发动机的低频不稳定燃烧特征;应用发动机质量守恒方程对发动机低频耦合振荡燃烧现象进行了一维模拟,分析了氧化剂喷射压降对低频不稳定燃烧的影响。利用扰动分析确立了固液火箭发动机的稳定工作限。提出了抑制低频耦合振荡燃烧的方法。 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