液体火箭发动机切向不稳定燃烧数值分析模型

建立了液体火箭发动机切向不稳定燃烧数值分析模型并进行了初步分析。数值方法采用一步隐式预测、两步显式校正进行非定常流动计算的ＰＩＳＯ算法,并应用等效矩形燃烧室模型及双参数不稳定燃烧模型,通过模拟计算压力扰动波的传播过程考察了发动机燃烧稳定性。     

液氧/烃液体火箭发动机燃烧模型及计算机模拟

本文提出了一个通用的液氧/烃液体火箭发动机燃烧模型.模型采用多流管压力耦合方法,并考虑了推进剂液滴剥离、高压超临界燃烧和液膜冷却等对发动机燃烧过程的影响.利用本模型对液氧/丙烷发动机燃烧过程的计算模拟表明:本模型为液氧/烃发动机燃烧过程的模拟和性能预估提供了一个有效的理论工具.     

气氢液氧同轴式单喷嘴燃烧室热态流场计算

建立了欧拉－拉格朗日坐标系下液体火箭发动机内部工作过程二维轴对称两相湍流化学反应流的完全Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ模型。应用该模型对气氢液氧同轴式单喷嘴燃烧室热态流场进行了数值模拟，得到了全流场的速度矢量分布、燃气组分等值线、流场等温线、流场等压线和流场等马赫线。计算是在任意斜交曲线坐标系下进行的，采用等参数正变换（代数变换）把物理平面上不规则计算域变换成了计算平面上的矩形域，控制方程也进行了相应的变换。计算结果表明，用计算流体力学（ＣＦＤ）的方法研究和分析液体火箭发动机内部工作过程是可行的。     

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。     

自燃推进剂模型燃烧室高频纵向燃烧不稳定性

采用集总燃烧模型对某自燃推进剂模型燃烧室的高频纵向燃烧不稳定性进行了分析,计算了液滴蒸发速率沿轴向分布,忽略化学反应时间,近似采用蒸发速率峰值位置代替集中燃烧锋面位置,采用NASA经验公式给出了相应的敏感时滞和相互作用指数,建立了考虑自燃推进剂液滴蒸发过程的高频纵向燃烧不稳定性量化分析模型。基于系统振荡增益变化曲线,分析了不同液滴初始速度条件下稳定性趋势。研究表明:集中燃烧锋面位置对于高频纵向燃烧振荡具有重要影响,液滴平均粒径和液滴初始速度的增加都会导致其向下游移动,相应振荡增益会减小,稳定性提高。当平均粒径超过150 μm时,模型燃烧室振荡增益幅值降低至10以下,达到了理论上的稳定。     

反压条件下同轴式喷嘴雾化特性的试验研究

利用作者设计的反压试验装置和MF激光散射测粒仪, 在0.1～0.6MPa反压条件下, 测量了不同工况液雾的索太尔平均直径SMD等雾化特性参数, 并对试验数据进行最小二乘拟合, 得到了影响雾化特性相关参数的经验公式, 对同轴式喷嘴的设计将有一定的指导意义。      

层板式喷注器在空间飞行器发动机中的应用综述

综述了层板式喷注器在空间飞行器液体火箭发动机中的应用。着重举例分析了层板式喷注器应用于航天飞机轨道机动发动机、小推力姿控发动机、燃气发生器中所获得的优于传统喷注器的良好性能和效益;分析了层板式喷注器在小推力＿液体火箭发动机稳态和脉冲方式工作时对抑制排气羽流污染的有效作用;最后提出了研制层板式喷注器所需进一步做的工作。     

液体火箭发动机燃烧室燃烧效率计算理论

本文提出了一个高压液体双组元自燃推进剂火箭发动机燃烧室计算模型。利用此模型对特种发动机燃烧室不同工况进行了计算,所得结果和各参数变化规律与试验数据相符合。该模型能将燃烧历程与燃烧室结构参数、工作参数、推进剂特性等关联起来,因而可为燃烧室设计提供理论予测。      

液体火箭发动机燃烧不稳定性分析模型

通过一个简化的物理模型，运用计算流体动力学分析方法，研究了液体火箭发动机的不稳定燃烧现象，验证了该模型及分析方法的简捷和有效性。描述发动机燃烧室内气相流动过程的控制方程是非稳态准一维欧拉方程组，液相则用拉格朗日方法描述，方程组中的源项反映了气液两相耦合及液雾蒸发燃烧的影响。针对不稳定燃烧的机理，考察了压力脉动随着时间的推进对声学扰动的敏感性。计算格式采用两步积分的预测校正法进行选代求解。     

环形不稳定性计算模型在FY-20液体火箭发动机上的应用

本文用环形不稳定性计算模型计算、分析了FY-20液体火箭发动机的切向高频燃烧不稳定性。其结果与热试车结果是一致的。根据所得结果,为此发动机中安装径向隔板的必要性提供了理论依据井对稳定性不佳的液体火箭发动机提出了具体改进步骤及一些有效措施。