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概述了国内外针对大型分段固体火箭发动机中由于声涡耦合而引起的压强振荡现象的实验研究,包括轴向供气和径向供气的冷流实验以及大量的缩比发动机点火试验。一方面,这些实验用来确定和验证定义涡脱落频率的Strouhal数值,其可在一定程度上解释全尺寸发动机振荡出现的时刻和频率的变化;另一方面,研究了绝热环的高度、厚度、材料、位置以及绝热环间距等参数对振荡幅值的影响,为被动控制提供思路。同时发现,头部、段间和潜入式喷管处空腔对压强振荡也有很大影响。 相似文献
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轴对称后向台阶不稳定流动及压强振荡数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
使用翼柱形装药的战术发动机,在翼槽烧完时会出现轴对称的后向台阶结构,易产生转角涡脱落引起的声涡耦合现象。根据战术发动机中后向台阶流动特点设计简化模型,从线性稳定性理论出发,应用声涡耦合模态预测方法进行分析。采用湍流流动的大涡模拟(LES)方法,进行了较宽来流Re数条件下后向台阶不稳定流动的数值模拟,获得了转角涡脱落产生的一般过程,分析了不同来流条件下的旋涡多尺度运动规律。通过分析流场中关键位置的压强振荡,研究了气动声学现象。结果表明,声涡耦合模态预测方法可对不同速度下可能诱发的声场固有频率进行合理预测。流场头部压强波动的振幅最大,频率与声场轴向声模态相耦合。再发展区出现低于轴向基频的宽峰振荡主要受大尺度旋涡运动的影响,该频率与基频接近时,会造成基频的多峰现象。当近壁面小尺寸旋涡形成频率接近声场某阶固有频率时,该频率及更低阶频率就有可能被激发。 相似文献
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潜入式喷管背区空腔对压强振荡及旋涡运动影响的实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
通过转角涡脱落二维缩比实验器的冷流实验,验证了声-涡耦合机理,即当转角涡脱落频率与声腔固有频率接近时将引起压强振荡,并通过改变潜入式喷管背区空腔体积,研究了空腔体积大小对压强振荡以及旋涡运动的影响。实验结果表明,实验器中压强振荡的振幅随着潜入式喷管背区空腔体积的减小而降低,当背区空腔体积为0时,压强振荡消失。通过高速流场显示技术,获得了不同背区空腔体积时的旋涡运动情况。分析表明,随着空腔体积的逐渐减小,旋涡脱落变得杂乱而没有规则,无法与实验器声腔耦合,从而不能产生压强振荡。 相似文献
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为提高发动机在宽马赫域下的工作性能,针对中心支板式火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle,RBCC),开展了变几何进气道方案设计,通过数值模拟研究了喉道高度调节方案中进气道的流场特征,进一步分析了喉道高度调节方案和唇口位置-喉道高度协同调节方案在性能上的区别,并分析了唇口位置调节对变几何进气道起动性的影响。研究结果表明:喉道调节方案在兼顾亚燃、超燃模态性能需要的同时,能保证进气道在Ma_∞=2.4前顺利起动;而喉道-唇口调节方案能进一步降低进气道起动马赫数,使进气道在Ma_∞=1.6前起动,同时能减少进气道的总压损失,并能提高进气道在部分非设计点下的流量系数。相比于喉道调节方案,喉道-唇口调节方案在Ma_∞=3,4,5下的流量系数分别提高了15.1%,40.3%和15.9%。 相似文献
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一次火箭流量对RBCC性能影响的数值和实验研究 总被引:2,自引:2,他引:0
利用三维两相数值计算方法和地面直联试验系统,开展了不同来流速度下一次火箭流量变化对发动机性能的影响。数值研究结果表明,在不同来流条件下,一次流流量的增加对发动机推力和比冲的贡献不同,在低速条件时,一次火箭流量的增加对来流空气的加热以及缩短二次燃料的雾化蒸发时间和距离起着积极的作用,对性能的提高有一定作用;当来流速度较高时,过大一次流流量对流动通道产生了阻塞效应,造成对推力和比冲贡献作用的减小。试验结果验证了数值研究得到的规律,特别在高马赫数条件下,一次火箭流量的增加对推力和比冲的贡献是减小的,且飞行速度越高,这种贡献越小。无论低速还是高速来流条件,存在着一个优化的一次流流量,这对提高发动机性能有很大好处。 相似文献