分级燃烧循环液体火箭发动机涡轮叶栅设计

本文利用涡轮设计软件,设计了用于分级循环燃烧火箭发动机的涡轮叶栅。为控制二次流损失,动静叶均采用先进的后加载叶型,静子叶栅采用正弯设计。流场计算结果表明,弯曲静叶整级效率提高0．92％,静叶内部漩涡强度减小,二次流减弱。经涡轮吹风试验验证,其级性能完全满足要求。这也表明后加载叶型及叶片正弯的方法适用于该类型涡轮。     

气气多喷嘴推力室仿真与试验研究

设计了多喷嘴氢/氧剪切式喷注器推力室,采用了13,7,5个单元排布的三种头部喷注器结构,各喷注器的喷注单元具有相同的设计参数,但尺寸不同。在燃烧流场仿真分析的基础上,设计了喷注面无冷却措施、未设计燃烧稳定装置的多喷嘴推力室,一共开展了8次热试车试验研究,并进行了壁面温度测量。结果表明各工况燃烧稳定,该喷注器构型在不同的单元排布下都具有良好的头部和身部热环境,喷注面可以不采用热防护措施,但单元排布越稀疏头部热环境越差;气气多喷嘴工况下,燃烧效率的高低既与单元流量大小相关,又受排布形式的影响。     

补燃循环发动机强迫起动研究

某泵压式液体火箭发动机是我国首台采用强迫起动方式的补燃循环发动机.结合发动机特点建立了强迫起动模型,进行了系统级冷调试验,根据试验及仿真结果确定了发动机起动参数及起动程序.针对试车暴露的问题,采取一系列措施解决了起动超调、起动爆燃、推力室点火冲击大及喷注器起动变形等问题.研究结果在发动机试车中得到验证.     

全流量补燃循环液氧/甲烷发动机系统分析

对全流量补燃循环液氧，甲烷发动机系统进行了分析研究。确定了初步的发动机系统方案，对发动机的系统参数、结构质量进行了分析计算。     

大型液体火箭发动机的最新发展

根据美国对ＳＳＭＥ和ＳＴＭＥ的改进设计以及前苏联、欧洲和日本分别对ＲＤ－０１２０、Ｖｕｌｃａｉｎ和ＬＥ－７发动机的开发研究，探讨在研制未来大推力液体火箭发动机（ＬＲＭ）中各国的指导思想和设计原则，分析世界在这一领域的发展动向。     

壁面喷射当量比对支板凹腔耦合燃烧的影响

在纯净空气来流条件下,对于全高后掠支板与凹腔耦合的燃烧室,采用分级喷射供油,对比研究了壁面喷射当量比对壁面压力和燃烧性能的影响。结果表明:在支板喷射当量比一定的情况下,随着壁面喷射当量比增加,壁面静压峰值升高,静压开始提升的位置向上游移动,总当量比达到1.1时发生溢流;一维分析表明,马赫数在支板附近降到1以下,在凹腔处达到0.5左右,在出口扩张段恢复至1以上,燃烧室处于亚燃模态;燃烧性能方面,保持支板喷射当量比一定,随着壁面喷射当量比的增加,总压恢复系数提高,出口总温增加,燃烧效率降低。     

补燃循环液体火箭发动机输送系统的频率特性

以某大型泵压式补燃循环液体火箭发动机的输送系统为研究对象,采用两种动态数学模型：在低频区域为集中参数法,在中频区域为分布参数法,进行了发动机动态特性的评估、发动机调节系统的分析,为发动机系统稳定性研究以及火箭飞行中的纵向稳定性计算提供原始数据。     

旋流器关键参数对双旋流冷态流场特性的影响

为了探究中心分级双旋流燃烧室内冷态流场特性,采用粒子成像测速法PIV（Particle image velocimetry）方法进行研究,揭示了值班级与主燃级旋流的相互作用及其对双旋流燃烧室内流场的影响机制,获得了值班级旋流强度、主燃级旋流强度和两级旋流之间的空气比例等旋流器关键参数对燃烧室内流场的影响规律。结果表明：在基准方案下,仅值班级工作时不能形成中心回流区,随着旋流较强的主燃级加入,在主燃级和值班级旋流的相互作用下能够形成稳定的中心回流区;在中心分级双旋流燃烧室中,随着值班级旋流强度的增大,中心回流区的扩张角、径向宽度和回流量明显增大。当值班级旋流的旋流数大于0.6时,中心回流区尺寸随旋流强度的增大无明显变化;当主燃级为强旋流时,主燃级旋流强度对中心回流区影响较小,旋流强度的增大对中心回流区的发展有轻微的抑制作用,但在主燃级旋流数分别为0.723,1.017和1.553时均能形成稳定的中心回流区;对于值班级旋流较弱、主燃级旋流较强的中心分级双旋流燃烧室,主燃级和值班级之间空气比例的增大能够明显导致中心回流区扩张角、径向宽度和回流量增大。     

Effects of Staged Injection on Supersonic Mixing and Combustion

The three-dimensional (3D) reacting flow in a staged supersonic combustor is examined numerically. In order to obtain the optimum stream-wise vortices, a swept ramp injector is chosen as the second-stage wall injection combined with the first-stage central strut injection. The performance of the two-staged injection is compared with that of a one-staged injection, while the strut is kept installed in both cases. The two-staged injections can make full use of the residual oxygen near the wall and release more heat. The second-stage injection further downstream avoids the strong shock waves in the isolator and results in a rising wall pressure and good burning effects after the wall injection. Therefore, it allows more fuel to be injected into the supersonic combustor without causing thermal choking. Parallel injection from the second-stage swept ramp shows low total pressure loss and the best burning efficiency, compared with the other injection angles.     

液体火箭发动机反力式涡轮动叶进口攻角的研究

针对高性能分级燃烧（闭式）循环液体火箭发动机用反力式涡轮的特点，对所设计的动叶叶栅S1流面的准三元流气动分析和已有动叶平面叶栅的亚声速风洞试验，研究了反力式涡轮动叶玻负攻角对叶栅内的绕流和能量损失的影响。结果表明：对于给定的来流方向，为得到连续收敛的叶栅几何通道和小的能量损失，动叶应采用正攻角设计，对已有的连续收敛的动叶叶栅，应采用负攻角流入工况，能量损失小。