富氢/富氧燃气同轴气-气喷嘴燃烧性能仿真与分析

为研究全流量补燃循环发动机富氢/富氧燃气气-气喷嘴性能,以758 K的富氢燃气为燃料、676 K的富氧燃气为氧化剂,对采用同轴直流喷嘴、氧喷嘴扩张同轴喷嘴、氢喷嘴收缩同轴喷嘴、氧喷嘴中心具有实心圆柱同轴喷嘴、双同轴直流喷嘴的燃烧室的燃烧流场进行了数值模拟,并考察了流量对燃烧性能的影响.仿真结果表明双同轴直流喷嘴具有最好的燃烧性能.数值模拟结果对富氢/富氧燃气气-气喷注器设计有参考价值.      

富氢/富氧燃气气-气多喷嘴正交优化设计与分析

基于正交设计研究了各设计参数对富氢/富氧燃气气-气多喷嘴推力室燃烧位置、壁面温度及喷注面板温度的影响趋势和影响程度.方差分析和极差分析结果表明:燃氧速度比是影响燃烧长度和壁面温度的主要因素,较小的氧喷嘴出口厚度有利于降低喷注面板温度,但各因素的交互作用对不同设计目标影响程度差异较大;多目标响应面分析表明:低的氧喷嘴压降,高的燃氧速度比和适当的氧喷嘴厚度能使发动机达到更好的均衡性能.      

富氢/富氧燃气同轴剪切气-气喷嘴性能仿真分析

采用正交试验设计方法对富氢/富氧燃气同轴剪切气-气喷嘴设计参数氧压降比、燃氧速度比、氧喷嘴出口壁厚进行组合,数值模拟单喷嘴燃烧室燃烧流场,研究喷嘴设计参数及参数之间的交互作用对燃烧性能和燃烧室热载性能的影响,评价指标为燃烧长度、燃烧室壁面平均燃气温度和喷注面板平均燃气温度.仿真结果表明,燃氧速度比对燃烧与热载有显著影响,氧压降比与氢氧燃氧速度比的交互作用影响明显,分析结果对气-气喷嘴试验设计有重要指导意义.      

富氢/富氧燃气同轴双剪切气-气喷嘴性能仿真分析

为研究富氢/富氧燃气同轴双剪切气-气喷嘴设计参数对燃烧性能和燃烧室热载的影响,采用正交试验设计方法对这些参数进行组合,数值模拟单喷嘴燃烧室流场,并以燃烧长度、燃烧室壁面和喷注面板处平均燃气温度为指标评价燃烧性能和热载.结果表明:燃氧速度比对燃烧性能和燃烧室热载影响最显著,中心氢流量比例对燃烧室热载影响非常显著,氧压降比对喷注面板处燃气平均温度的影响也很显著,而喷嘴出口壁厚对喷嘴性能影响不明显.燃氧速度比和氧压降比的交互作用对喷嘴性能有一定影响,而其他设计参数之间的交互作用对喷嘴性能影响非常小.最短燃烧室长度为117.9mm,最低壁面燃气温度及面板燃气温度分别为1637.7K和806.6K.      

气氢/气氧同轴剪切单喷嘴燃烧室壁面热流计算与分析

以气氢/气氧为推进剂,采用数值模拟方法,研究了同轴剪切喷嘴设计参数——氢氧速度比和氧压降比对单喷嘴燃烧室内燃烧过程和壁面热载的影响,并将绝热壁面条件、等温壁面条件的计算结果与试验结果进行了对比分析,结果表明:氢氧速度比增大,燃烧性能提高,壁面热载增加;氧压降比增大,燃烧性能下降,壁面热载减小;相比采用壁面绝热燃气温度,采用热流预示燃烧室壁面热载与真实情况更为接近.      

富氢/富氧燃气气-气喷嘴热试

针对全流量补燃循环发动机气-气燃烧关键技术,设计了以气动谐振点火器为点火装置的气氢/气氧富氧预燃室、气氢/气氧富氢预燃室和气-气喷嘴燃烧室,开展了同轴剪切喷嘴气-气燃烧试验研究。试验结果表明,试验方案设计合理,系统稳定可靠,气-气喷嘴燃烧效率最高达到97.2%。随氧喷注器压降增加,燃烧室壁面的热载荷增加,燃烧效率降低。     

缩进深度对同轴式喷嘴流量特性的影响

为研究同轴式喷嘴缩进深度对喷嘴流量和燃烧性能的影响，研究了缩进区内的流动、蒸发和燃烧过程，并建立了理论分析模型。对某同轴式喷嘴的计算表明，计算结果与热试数据相吻合。喷嘴缩进区内液氧蒸发量不超过1．5％。但缩进深度将引入不可忽略的缩进压力损失(本算例混合比为1时，缩进压力损失约为0．6MPa)，并导致喷嘴流量特性发生变化：氢氧喷嘴流量系数随缩进深度增大而减小；氢喷嘴流量系数随混合比增大而减小，氧喷嘴流量系数则反之。缩进区能显著改善气液速度比和动量比，因而有利于雾化、混合和燃烧效率的提高。     

燃烧条件下凝胶自燃推进剂雾化特性试验研究

为了研究凝胶自燃推进剂的雾化特性及敏感因素,在单互击式喷嘴矩形燃烧室内进行了凝胶一甲基肼/四氧化二氮(MMH/NTO)喷雾燃烧过程可视化试验,采用光源后置消光法湮灭火焰自然辐射发光,采用彩色高速摄影获取了燃烧条件下的高质量雾场阴影图像,通过图像处理,有效提取了雾场的雾化锥角、破碎长度、液丝直径及液丝运动速度,分析了撞击角、射流速度和动量比的影响。结果表明,凝胶MMH/NTO稳态燃烧时可观察到液膜、贯穿视场的液丝和红棕色NO_2气体,推进剂混合燃烧不充分;撞击角从75°增大到105°,凝胶MMH/NTO撞击后的破碎长度、液丝直径减小,视场内可视红棕色NO_2气体变少,撞击角为105°时,推进剂会附着在喷注面上,从而影响液膜横向铺展,雾化锥角反而最小,建议撞击角选取90°。燃料射流速度从23m/s增大到45m/s,凝胶MMH/NTO撞击后的雾化锥角及液丝运动速度增大,破碎长度及液丝直径减小,雾化模式发生改变。动量比从1.04增大到1.52,凝胶MMH/NTO撞击后的雾化锥角及液丝运动速度增大,视场内红棕色NO_2气体变少。故一定量程内增加撞击角、射流速度、动量比有助于凝胶MMH/NTO推进剂混合燃烧。     

双工况氢氧发动机燃烧与传热数值分析

应用三维湍流N-S方程以及颗粒轨道模型描述双工况氢氧发动机内部喷雾两相燃烧流动过程。两相之间的质量、能量交换由液滴蒸发模型计算，气相化学反应速率由Arrhenius公式计算。通过耦合求解气液两相的模型方程，对发动机转工况前后的三维流场进行了数值计算，并耦合计算了燃气与壁面之间的传热以确定壁面的温度和热流分布。另外还对分别采用同轴离心式喷嘴和直流式喷嘴得到的燃烧流场与燃烧效率进行了比较。计算结果表明转工况前的壁面温度与热流都比转工况后大。离心式喷嘴的雾化混合效果与燃烧效率都比直流式喷嘴好。     

气-气推进剂氧喷嘴出口型面对特征效率的影响

通过对气氢/气氧为推进剂的同轴剪切喷嘴进行研究,分析同轴剪切结构喷嘴出口型面变化和厚度对特征效率的影响.结果表明:氧喷嘴出口处能形成小尺度的回流区,起到火焰稳定器的作用;带扩口的氧喷嘴使氧产生径向速度,使回流区受到干扰,使推进剂特征效率较低;直口的喷嘴有利于推进剂火焰的稳定,而达到高的特征效率;而不同氧出口厚度对特征效率的影响不大.      

三组元喷嘴雾化特性的试验研究

三组元喷嘴是气氢／液氧／煤油火箭发动机的重要部件,对４ 种类型的三组元喷嘴进行了雾化特性试验, 研究了喷嘴的雾化特性随各组元喷注压降的变化规律, 分析了喷嘴结构对雾化性能的影响, 比较了相同工况下单喷嘴和三喷嘴的雾化性能, 进行了三组元工况和双组元工况下的雾化特性试验, 试验结果表明同轴离心内混式喷嘴的雾化性能较好。所得结论对三组元喷嘴和气液同轴式喷嘴的优化设计有重要的参考价值     

气-气喷注器混合场流动显示

研究气-气喷注器气流流动混合过程,基于粒子图像测速仪(PIV)实验系统,采用对两股气流分别示踪的方法,对三种典型结构的气一气喷注器混合场开展了实验研究.实验结果验证了这种实验方案的可行性,结合轴截面和横截面的流场分布测量,得到了同轴离心式、同轴直流式、互击式气一气喷注器气流混合过程的主要作用因素和混合场的分布特征.     

气-气喷注器流量特性实验研究

对气-气喷注器的两种类型七种结构的喷嘴进行了带反压的流量特性试验, 选择其中一种结构的喷嘴展开在单路工作的流量特性试验, 重点考察进口压力和反压变化对喷嘴流量特性的影响和氧化剂喷嘴和燃料喷嘴的相互作用;通过试验测量和对实验数据的拟合, 得到喷嘴流量系数的经验公式.所得的结论对全流量补燃循环发动机气-气喷注器的优化设计有一定的指导意义.      

气氢/气氧喷注器流量特性实验

针对热试实验所用的两种典型结构气氢/气氧喷注器,开展了不同反压下的流量特性实验.重点考察了燃料喷嘴对氧化剂喷嘴流量特性的影响和压降变化对喷嘴流量特性的影响.研究结果表明:反压从0.2～4 MPa的范围内变化时,双路同时工作时氧化剂喷嘴的流量系数要大于其自身单路工作时的流量系数;氧化剂喷嘴和燃料喷嘴的流量系数均随压降的增大而增大,并且增长趋势逐渐平缓.所得结论对气-气喷注器的设计和改进具有重要意义.      

基于正交设计的气-气喷嘴数值模拟

通过应用正交表安排喷嘴的主要参数以进行设计,并对以气氢/气氧为推进剂的同轴剪切喷嘴进行数值模拟.选择燃烧位置为评价喷嘴性能的参数,研究单喷嘴质量流量、氧喷嘴压降、速度比和氧喷嘴出口角度对喷嘴的燃烧位置的影响.通过对数值模拟的结果的极差和方差分析表明:增大流量使推进剂的燃烧位置远离喷注面,流量是对燃烧位置影响程度最大参数;提高速度比使燃烧位置与喷注面距离缩短,而氧压降和氧喷嘴出口角度变化对燃烧位置的影响较小.      

同轴双剪切气-气喷嘴数值模拟

通过求解k-ε湍流模型的Navier-Stokes方程组,对以气氢/气氧为推进剂的同轴双剪切喷嘴燃烧室流场进行数值模拟研究.结果表明:气-气推进剂在燃烧室内形成两个燃烧面,能在大流量下实现较高的燃烧效率;同轴双剪切喷嘴的氧喷注速度和氢氧速度比是同轴双剪切喷嘴设计的关键参数,氧喷注速度越小使推进剂的燃烧位置越远离喷注面,而氢氧速度比越大使燃烧位置越靠前;与气-液同轴剪切喷嘴相比,同轴双剪切气-气喷嘴的设计可以取较大的氧喷注速度和适合的氢氧速度比.      

RBCC发动机亚燃模态一次火箭引导燃烧的实验

针对使用液体煤油燃料(JP-10)的火箭基组合动力循环(RBCC)发动机在亚燃模态下使用一次火箭作为引导的燃烧组织开展了实验研究.实验在低来流总温条件下,使用小流量一次火箭羽流作为引导火焰可以实现液体煤油的可靠点火和稳定燃烧,并在扩张燃烧室中实现“热力壅塞”,从而完成RBCC发动机亚燃模态的高效燃烧.在目前发动机燃烧室构型下,通过一系列的发动机壁面压力分布曲线和推力增益的比较,研究了凹腔,支板及壁面喷注位置对发动机性能的影响.实验的结果表明:在一次火箭的下游使用支板喷注器可以使得燃料较容易的分布在主流中,并且在一次火焰羽流的引导下可以实现稳定高效的燃烧.支板喷注器的位置对于发动机的性能有很大的影响,在凹腔前壁面横向喷注燃料,有利于RBCC发动机燃烧性能的提升.为了获得较优的发动机亚燃模态性能,需要进一步对燃料的喷注策略开展优化研究.      

多喷嘴大流量气 -气喷注器设计与试验

在大流量气-气喷注器单喷嘴工况研究的基础上,为研究其在具有单元交互作用的多喷嘴工况下的燃烧特性,设计了多喷嘴推力室.喷注单元为剪切混合式单元,并具有高氢/氧速度比和氧喷嘴扩口设计,采用了能够模拟真实发动机工况的7单元同心圆排布的推力室头部结构,在对喷注单元的排布间距优化设计基础上,开展了热试车试验研究和仿真分析.结果表明所设计的喷注器在多喷嘴工况下燃烧稳定,能够在额定参数设计的燃烧室内,在SSME(space shuttle main engine)主喷注单元流量的3.7倍大流量工况下燃烧效率达到99%以上,并显示出良好的喷注器自身和带来的燃烧室身部热防护特性.      

自燃推进剂火箭发动机稳态燃烧过程的数值模拟

研究了自燃推进剂火箭发动机的稳态燃烧过程。用一甲基肼作燃料，四氧化二氮为氧化剂，考虑了液滴的雾化机理和高压分解燃烧。将ＰＩＳＯ算法应用于任意曲线坐标下，在计算中采用非交错网格技术抑制了压力振荡。成功地获得了发动机燃烧过程的流场参数。     

凝胶自燃推进剂着火及火焰试验

为研究撞击式喷嘴凝胶自燃推进剂着火及火焰特性，在单喷嘴矩形燃烧室内进行了凝胶一甲基肼/四氧化二氮（MMH/NTO）喷雾燃烧过程试验研究。试验采用撞击角为75°、90°、105°的两股互击式喷嘴和撞击角为90°的两股燃料撞击一股氧化剂（F-O-F）、两股氧化剂撞击一股燃料（O-F-O）三股互击式喷嘴，首先结合高速摄影与纹影技术拍摄了燃烧过程纹影图像，随后采用高速摄影直接拍摄了燃烧过程火焰自然辐射发光图像。通过图像处理，提取了火焰着火距离、火焰轴向传播速度、火焰夹角以及反应距离，并分析了喷嘴类型、燃料射流速度的影响。试验结果表明，凝胶MMH/NTO燃烧主要发生在液膜破碎成液丝之后，射流速度越快，燃气扩散速度越快；凝胶MMH/NTO推进剂采用撞击角为105°的两股互击式喷嘴时着火距离最短；凝胶MMH/NTO着火时火焰轴向传播速度随燃料射流速度增加而增加，撞击角为90°时火焰沿喷注面下游传播速度较快；凝胶MMH/NTO稳态燃烧时火焰夹角随燃料射流速度增加而增加，反应距离随燃料射流速度增加而减小，其中撞击角为90°的两股互击式喷嘴火焰夹角最大，撞击角为105°的两股互击式喷嘴反应距离最短。