固体火箭发动机喷流噪声测量及声场分析

为了研究分析固体火箭发动机喷流噪声特性及其声场分布规律,设计实验发动机,采用LMS数据采集系统及噪声处理软件通过传感器对固体火箭发动机喷流噪声进行实验采集和测量分析。实验结果表明：同一测量位置处,随着推进剂燃温的降低,噪声峰值降低;随着燃烧室压力及喷管出口马赫数的增高,噪声峰值升高;该实验工况下,发动机喷流噪声声压级分布在120-140dB,峰值频率4500-5000Hz。实验结果对固体火箭发动机喷流噪声场的预测提供了实验依据。     

火箭发动机燃气射流驱动液柱降噪实验

为了研究单兵火箭燃气射流噪声抑制的方法,设计了液体水柱放置在尾管中,采用高速摄影系统观察了高温高压燃气驱动液体水柱在大气环境中的扩散过程,并对气液混合物射流噪声声压进行了测量,对比了有无液体水柱两种状态下射流的测试结果.实验结果表明,在尾管中放置液体水柱后,由于气液之间的相互作用,改变了燃气射流流场结构以及降低了射流特征参数.通过与无液体水柱的燃气射流对比,发现有液体水柱时整个测点区域的噪声声压级峰值均有较大幅度的降低,且地面对声波的反射也减弱,噪声声压级峰值随着测点偏离射流中心轴线角度的增大而逐渐减小.因此,放置液体水柱后起到了明显的降噪效果,在偏离角为45°位置声压级峰值降低了6.4dB,验证了此方案的可行性.      

某型液体火箭发动机燃烧不稳定性鉴定实验研究

采用脉冲枪装置,在液体火箭发动机燃烧室中产生燃烧波,对发动机燃烧过程进行人为激励;通过实验参数测量系统,测量激励前后燃烧室的脉动压力和机械振动频率等参数,分析燃烧室脉动压力的振荡衰减率,进行发动机燃烧不稳定性鉴定实验研究.结果表明:该型液体火箭发动机燃烧过程对脉冲扰动是稳定的.     

封闭状态储运发射箱箱壁压力的子波分析

为研究火箭导弹在封闭式储运发射箱内发射时，由于密封盖的反射作用使弹箱间隙内存在的复杂燃气流场，通过对测量数据进行子波分析，得到了管（箱）壁压力时间历程曲线中的燃气射流段是由射流激波振荡（低频）和射流噪声（高频）两种流动成分组合而成，激波振荡沿管壁向弹头方向是衰减的，它在低频段聚积的能量与起始冲击波一起都对储运发射箱式定向器具有破坏作用。     

火箭弹发射过程冲击流场压力和温度实验测量

考虑燃气流场的冲击效应，根据冲击特点对燃气作用区域的装置结构和强度进行合理的设计，以获得有效的导流和防护效果。实验对火箭发射阶段管后冲击流场在平面斜钢板上的流动参数进行了测量。得到了火箭燃气射流对倾斜钢板热冲击的最大滞止压力和温度，以及冲击流场的压力与温度分布，并确定了管后燃气冲击流场的危险区域。     

导弹发射管内燃气流场的实验分析

针对密封盖未及时开启造成发射装置的损坏问题进行了实验分析。实验测量了对发射管壁静压和密封盖受到的燃气射流冲击压力，利用子波分析方法求取了实验数据的基于子波系数的频带能量谱，并对含有射流噪声的测量数据进行了子波滤波，得到了各点压力低频成分的变化情况，同时得到了密封盖所受冲击冲量与激波振荡幅值的关系。研究表明密封盖不及时开启会在弹管间隙中形成高幅值的起始冲击波和燃气回流激波振荡。这种破坏性的流动结构会导致发射装置的损坏。     

某型机环型燃烧室燃烧噪声的测量与谱分析

本文从某环型燃烧室燃烧噪声的近场声压测量和谱分析中得到了该燃烧室燃烧噪声的峰值频率范围，并结合燃烧室燃烧性能和对比国外相关试验与理论计算，分析了进口气流参数和余气系数对燃烧噪声的影响，得出了具有一定参考价值的结果。     

火箭点火压力脉冲形成机理与影响因子分析

为深入研究火箭点火瞬时压力脉冲形成机理,以火箭在地下有限空间内发射为研究对象,采用一维线性波理论分析了压力脉冲的形成机理和影响因子,并对压力脉冲幅值进行了估算。同时,采用计算流体力学方法,建立了基于三维可压缩气体Navier-Stokes方程的火箭发射燃气流场模型,详细揭示了压力脉冲在地下井内的幅值分布和演化规律。仿真结果表明,发动机燃烧室建压速率越大,井内的压力脉冲峰值越大,峰值出现的时间越早;燃气流密度越大,压力脉冲峰值越小,峰值出现的时间越晚;井筒越深,压力脉冲幅值越大。一维线性波理论分析和计算流体力学方法结果的压力脉冲峰值与试验结果比较,相对误差均不大于14.2%,表明这两种方法均能有效预示火箭点火压力脉冲幅值和分布规律。     

水下固体火箭发动机的推力特性

在微观层面上对火箭发动机射流结构变化对推力的影响规律进行分析研究.采用轴对称模型对不同工况下的二维发动机模型进行数值模拟，获取推力振荡曲线，并研究不同阶段的推力变化，探究推力峰值与断裂的对应关系及推力振荡幅值与频率随工作环境变化的关系.研究结果表明:推力振荡产生的原因是射流在激波诱导下产生周期性颈缩；由于胀股及回击破碎的作用，水下射流推力存在多阶频率峰值；根据胀股主要处于中频段的重要结论对前4阶频率的研究表明射流回击与胀股具有相关性.      

脉冲爆震燃烧室管壁冲击冷却效果的数值研究

根据实验测量的脉冲爆震燃烧室壁温沿程分布,推算出符合脉冲爆震燃烧室特定频率下的准稳态热流阶梯分布;在此基础上,针对叉排阵列射流冲击冷却的脉冲爆震燃烧室壁面温度分布进行了数值计算.研究表明,由于冷却气流通道端壁效应的影响,靠近爆震燃烧室尾部的射流孔的冲击射流速度较大,热流最大的燃烧室尾部管壁的温度可以得到有效的降低,而燃烧室中部的射流由于受到前排射流形成的横流影响,对管壁的冲击冷却效果较弱,使得壁面温度的峰值向中部转移.在相同的环形冷却通道进口雷诺数下,阵列射流孔宜布置在脉冲爆震燃烧室中部,射流冲击间距比Z_n/d=1.5时,管壁的峰值温度最低而且整体的平均温度最小,较小的冲击孔直径对应的冲击冷却效果较好.      

流场不均匀对液体火箭发动机纵向振荡燃烧影响及控制

针对常温推进剂发动机推力室再生冷却和撞击式喷注器结构,分析了推力室身部与喷注器对接部位的流场特性,对流场均匀性进行了实验测量。结果表明：推力室身部再生冷却通道出口压力存在约0.15 MPa周向不均匀。身部出口节流显著提高局部流速,使喷注器面氧化剂湍流度和不均匀性增加,进而改变燃烧特性。通过撞击喷注单元雾化试验,获得了18 m/s的推进剂入口边界流速。基于喷注器流场均匀性,提出控制推进剂流速,降低不均匀性,进而抑制纵向高频燃烧不稳定性的控制方法。发动机热试结果表明,采用（15±1） m/s的推进剂入口流速,控制方法抑制了纵向高频燃烧不稳定性。     

低压室初始长度对火箭弹自力弹射出筒尾流场的影响

低压室初始长度的改变直接影响火箭弹自力弹射过程中低压室压强的建立，进而对弹射出筒过程中的尾流场产生影响。本文基于二维轴对称N-S方程建立了火箭弹自力弹射出筒尾流场的数值计算模型，采用动网格技术对弹射出筒的全过程进行了非定常数值计算。采用文中计算模型对超声速冲击射流试验进行了模拟，得到的流场结构与试验纹影图匹配良好；开展了自力弹射的实弹发射试验，仿真数据与试验数据的一致性较好，在此基础上分析了低压室初始长度对尾流场不同阶段的影响。结果表明，随低压室初始长度的增加，发射筒底部的第一个压强峰值增大；尾流场初始阶段震荡幅度增加且震荡时间延长；尾流场发展阶段内弹体的位移增量及速度增量减小，低压室压强峰值及峰值过后的压强下降速度减小；尾流场稳定阶段内弹体的位移增量及速度增量增加。     

吊挂安装效应对热喷流噪声影响实验

利用位于全消声室中的热喷流噪声实验台对涵道比为5.5的分开式排气系统进行了吹风实验,研究了在起飞工况下吊挂的安装效应对喷流噪声和锯齿型喷管降噪效果的影响。结果表明:吊挂的安装效应改变了喷流噪声周向的频谱特性;安装效应降低了喷流噪声低频段的噪声并导致高频噪声增加;安装效应对吊挂上方位置低频段噪声降噪量最大,其最高频谱降噪量为3.7dB;带吊挂锯齿型喷管对吊挂上方喷流噪声影响较小,但是会降低吊挂下方和侧面的低频段噪声,其中对吊挂下方低频段噪声降噪量最大,频谱降噪量最大约1.3dB;锯齿型喷管对侧面位置的高频噪声影响最大;吊挂的安装效应对喷流噪声远声场总声压级指向性影响不大。      

液体火箭发动机气液同轴式喷嘴声学特性的实验研究

对液体火箭发动机气液同轴式喷嘴声学特性进行了深入的实验研究，确定了不同缩进比的气液同轴式喷嘴工作时发生啸叫的参数范围、啸叫的频率和声压级分布，并考察了啸叫对喷嘴雾化特性的影响。结果表明；气液同轴式喷嘴的啸叫区间与喷嘴的结构尺寸有密切的关系．较大的喷嘴缩进比对啸叫有明显的抑制作用，啸叫的主要成分是高频噪声，这种喷嘴啸叫可能成为诱发发动机高频不稳定燃烧的重要因素。另外，实验还发现，在较低的气体喷注压降下，啸叫对喷嘴雾化有一定的强化作用。     

脉冲爆震火箭发动机高频实验研究

为了研究脉冲爆震发动机的高频工作特性,以航空煤油和压缩氧气为推进剂,采用爆震增强装置,增大推进剂供给压力以及增大电磁阀控制气压力等措施,在脉冲爆震火箭发动机模型上进行了实验,成功获得45Hz时的爆震压力波形。实验结果表明,频率增高,爆震波峰值压力下降,有利于加速缓燃向爆震的转变(Defla-gration to Detonation Transition,DDT)。当爆震充分发展时,爆震波波速基本不变,峰值压力上升时间趋于定值。工作频率为45 Hz时,爆震波峰值的压力为3.2 MPa,爆震波的波速为1 715.5m/s。     

发动机泵后管路-汽蚀管系统水力激振试验

为了研究火箭发动机泵后管路-汽蚀管系统动力学特性,开展水力激振试验。在汽蚀管下游引入水力激振信号,测量供应管路和推力室头腔的脉动压力,建立描述系统动力学特性的传递函数。结果表明:该系统主要表现出1阶谐振特征,高阶谐振峰不明显。在谐振频率下,汽蚀管出口至氧主阀之间管路上脉动压力的幅值整体较高,脉动压力幅值沿流向逐步增大;经过氧主阀后,压力振荡幅值沿流向快速降低。发现了压力脉动通过此汽蚀管向上游传播的现象:即使汽蚀管处于汽蚀状态,仍存在部分压力脉动通过汽蚀管逆向传播至上游管路;而汽蚀管对整个管路仍然起到了明显的隔振效果。在过大的汽蚀裕度下,汽蚀管出口由声学闭端边界逐渐向声学开端边界转变。      

富氧补燃循环发动机启动过程

启动过程是液体火箭发动机研制中的重点和难点,解决大推力补燃循环发动机启动问题的主要措施应为:通过控制预燃室的燃料流量以有效地将预燃室的组元比控制在合理的范围内,并可以控制发动机的启动速率;燃烧室点火时预燃室应有较高的压力,同时应通过推力室燃料路的节流来减小燃烧室压力的上升速率;对于自身启动发动机,较高的入口压力有利于发动机启动。这些措施解决了富氧补燃循环发动机的启动问题,可供同类发动机的研制借鉴。