双支板超燃燃烧室上游支板喷注位置的影响

在双支板超燃燃烧室的直连试验中,以液体煤油为燃料,针对上游支板上的3个喷注位置对燃烧的影响进行了研究.在试验过程中获得了壁面压力数据,并通过一维冲量分析法处理.试验结果表明:煤油在两支板同时喷注时,热力喉道的位置受上游支板喷注位置显著影响.在上游支板的3个喷注位置中,第1,2位置分别喷注时超燃燃烧室压力分布基本相同,与第3位置喷注相比燃烧效率高6.3%~7.5%,内推力高16.7%~17.4%.试验的结果表明,在第1位置喷注时燃料能够在上游维持燃烧,但第3位置喷注时燃料无法在上游维持燃烧.结合数值仿真的结果分析,上游支板上的喷注位置到支板尾缘的距离L≥80mm时,燃料在支板尾缘处有较高的混合效率并形成稳定的燃烧.      

双模态冲压发动机中的模态转换研究综述

在以双模态冲压发动机为推进装置的高超声速飞行器的加速过程中,燃烧室内的释热量及其分布必须做出相应的调整,使得发动机从亚燃模态转换为超燃模态。在模态转换过程中,由于燃烧室下游边界条件突然从热力壅塞状态变为无壅塞状态,其壁面压力分布会发生明显改变。这将使作用在飞行器上的推力和动量发生突然变化,可能会导致飞行器失去控制。因此,如何实现不同燃烧模态的平稳转换,是燃烧室设计中的技术难点。本文详细介绍了双模态冲压发动机中不同燃烧模态的定义和判定准则、模态转换的实现方式、模态转换的机理,以及在模态转换时可能存在的激波反射结构转换迟滞和火焰结构转换迟滞现象。      

15:1气氧/煤油变推力火箭发动机设计及试验

为了进一步提高变推力火箭发动机推力调节水平、拓宽推进剂使用范围、提升调节控制的技术能力,采用理论计算和地面试验的方法,设计了一款基于机械定位双调系统的气氧/煤油变推力火箭发动机,对变推力发动机的性能、针栓式喷注器的性能和机械定位双调系统的调节效果进行了研究。结果表明:气氧/煤油变推力火箭发动机在0.26～4.35MPa室压实现稳定燃烧,推力变化为57.30～864.70N,推力变化比达到15:1,最高燃烧效率达到97.14%;流量调节阀可精确调节推进剂流量,针栓式喷注器可主动控制喷注压降,达到机械定位双调系统的预期目标,展现出采用机械定位双调系统的该型变推力火箭发动机在深度变推力技术应用的优势。     

固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响因素研究

为了获得以飞行马赫数5.5巡航工作的固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响因素,开展了地面直连实验和数值模拟研究。利用数值手段研究了固体燃气喷注方式、扰流装置的形式以及燃烧室扩张比等因素对燃烧室性能的影响规律,获得了高燃烧效率(≥90%)的垂直喷注式发动机燃烧室构型。研究表明：1)垂直喷注方式能增强富燃燃气与空气的掺混效果,颗粒相的燃烧效率较中心支板式双火箭燃烧室构型提高了25%;2)对比不同级数的扰流装置对发动机性能影响,同时考虑扰流装置热防护问题和发动机结构复杂程度,双级扰流装置的扰流形式增强效果较优,颗粒相的燃烧效率较单级扰流装置的燃烧室构型方案提高了26%;3)对比不同燃烧室扩张比对发动机性能影响,扩张比1.6的燃烧室构型方案颗粒相的燃烧效率为95%。综上所述,本文优化得到了垂直喷注方式、双级扰流装置以及燃烧室扩张比为1.6的高燃烧效率的发动机燃烧室构型。     

带驻涡凹腔的径向钝体稳定器燃烧特性研究

针对燃烧室高速气流中低压组织燃烧需求,本文分析驻涡稳定器-径向稳定器组合结构的燃烧性能,对驻涡燃烧室传焰和稳焰结构的优化设计提供支撑。研究采用实验和数值模拟相结合的方法,在0.06～0.08MPa的负压条件下,获得了组合稳定器结构的燃烧效率、出口温度分布和热态流场。结果表明,径向稳定器的存在使得燃烧室出口产生了明显的温度不均匀现象;降低燃烧室总压将导致燃烧效率明显恶化,总压每下降0.01MPa,对应的燃烧效率将下降约5%。燃烧区的位置与流场息息相关,在热态燃烧过程中,高温区集中在凹腔侧边和径向稳定器外侧,燃烧室中央部分存在来源于凹腔值班级、并沿径向稳定器传播的火焰。余气系数的提升将增加主流供油的穿透深度,导致燃烧区进一步集中在燃烧室两侧,出口温度不均匀程度将由此上升,当余气系数下降到2以下时,燃烧室两侧燃油的富集将导致燃烧效率下降。     

喷射方式对煤油超声速燃烧性能影响的数值研究

为了优化超燃冲压发动机燃料喷注系统,提高燃烧性能和发动机可靠性,基于串联凹腔燃烧室构型,对不同燃料喷射方式下液态煤油超声速燃烧进行了三维数值研究,着重分析了壁喷与环喷两种燃料喷射方式对燃烧室性能的影响,并与试验测得的壁面静压数据进行了对比。研究结果表明,环喷改善了掺混效果,使燃料在流道中分布均匀,使其燃烧效率比壁喷提高了4.36%;两种喷射方式下沿程总压损失基本相当,在出口处总压损失了约50%;在第二排喷点下游,环喷得到的CO₂分布范围比壁喷大,且更均匀,体现了其促进燃烧的特性;环喷因燃料动压比较壁喷的小,故其燃料穿透深度比壁喷小。综合来看,建议在相同的燃料当量比下,选择壁喷方式,以简化燃料喷注系统,提高发动机的可靠性。     

含铝金属化浆体推进剂火箭发动机燃烧性能试验研究

为研究含铝浆体推进剂的燃烧特性,对浆体推进剂模型火箭发动机开展了一系列试验研究。分别将质量分数为21%的纳米铝粉颗粒以及质量分数为12%的氢化铝复合粒子加入到JP-10燃料中,对比分析了浆体燃料与纯净燃料在燃烧性能方面的差异。燃烧试验的氧燃比为1.6~2.0。试验结果表明:与纯净JP-10燃料相比,加入金属颗粒的JP-10浆体燃料在雾化和燃烧过程中产生了严重的结块聚集效应,导致其燃烧效率与质量比冲明显降低,而由于浆体燃料密度远大于纯净JP-10燃料,含纳米铝颗粒的浆体燃料的密度比冲相比于纯净JP-10燃料有大幅提高,提高幅度为5.5%~14.6%。试验还发现浆体燃料的点火延迟略低于纯净JP-10燃料,金属颗粒的加入对推进剂点火性能有积极的影响。试验中采集了喷管出口的固体燃烧产物并进行了XRD,EDS,SEM,TEM等多种手段分析,发现浆体燃料中铝的氧化率约为64%~74%,颗粒团聚现象明显,主要呈球形,尺寸分布不均,约为500nm~3μm。     

变结构RBCC发动机亚燃模态全流道数值模拟研究

变结构燃烧室是提高宽范围工作火箭基组合循环（Rocket-Based Combined-Cycle,RBCC）发动机性能的有效途径之一,本文旨在通过全流道三维数值模拟的方法研究变结构RBCC发动机在低来流马赫数条件下燃烧室与进排气匹配状况,以及研究采用变结构燃烧室进行亚燃模态可靠燃烧组织的可行性。针对Ma3来流,研究了火箭冲压和纯冲压燃烧模式下的发动机性能,并实现了燃烧室工作模式的转变。通过本文的研究工作得到以下结论：（1）在火箭冲压工作模式下,一次火箭小流量工作能够提高二次燃料的燃烧效率,冲压燃烧室比冲性能较优,燃烧室与进排气能够匹配工作。（2）燃烧室工作在火箭冲压模式时,采用燃料支板集中喷注燃料的性能优于隔离段和燃料支板分散喷注时性能;发动机工作在纯冲压模式时,燃烧效率将会下降,并且发动机冲压比冲比火箭冲压工作模式下降10.2%,全流道比冲则上升14.5%。     

性能影响的数值研究

为了研究当量比分配对超燃燃烧室性能的影响，对煤油在基于双级支板喷注的双模态冲压发动机中的超声速燃烧过程进行了数值模拟研究。超燃燃烧室进口污染空气由烧氢补氧加热器提供，总温为1231K，入口马赫数为2.0。液态煤油通过两级十字型布置的支板直喷入燃烧室，全局当量比恒定为0.8，采用了三种不同的上下游燃料分配方案。数值模拟采用k-ω SST模型来模拟湍流；离散相模型来模拟煤油液雾的破碎、雾化、蒸发以及与连续场之间的耦合过程；部分预混火焰面模型来考察湍流与化学反应之间的相互作用；煤油采用正癸烷(C10H22)作为替代燃料，其半详细的化学反应动力学模型包括40组分141步基元反应。预测的三种工况条件下壁面静压分布均与试验值符合良好，表明本文采用的数值方法可以较为准确地描述大分子碳氢燃料的超声速燃烧过程。通过对燃烧流场的进一步分析，可以做出以下结论:燃烧室内存在着两个反应区，上游反应区前锋驻留在上级支板尾缘，下游反应区前锋驻留在下级支板尾缘。随着上游当量比从0.1提高到0.3，上游反应区逐渐从位于流道竖向中央的对称结构转变为向下底壁与侧壁交接的角区倾斜的非对称结构，下游反应区则逐渐缩小；预燃激波串起始位置向燃烧室进口移动，进入上游反应区的气流逐渐从超声速气流转换为亚声速气流，而进入下游反应区的气流逐渐从亚声速气流转换为超声速气流；燃烧室出口总压恢复系数从37.6%单调增加到41.1%，燃烧室内推力却从366.4N单调降低到331.8N；然而，燃烧室出口燃烧效率与上游当量比之间不存在单调相关性。     

RBCC引射火箭燃烧室设计及试验研究

为了满足RBCC推进系统需求,进行了气氧/煤油引射火箭燃烧室的设计和试验研究。燃烧室室压为2MPa,氧燃比为1.6,火箭流量在95~285g/s范围内变化。通过火箭单独的冷、热态试验,对其流量控制、点火、喷注及面板和身部热防护进行了考核验证,均得到了较满意的结果。在此基础上研究了RBCC联试中火箭燃烧室的工作性能,试验结果表明:燃烧室的特征速度燃烧效率能达到88%~98%,且受到流量、氧燃比、动量通量比和喷注压降的影响较大,在适合的范围内选取大的动量通量比和喷注压降,能得到更好的雾化、掺混及燃烧性能;气氧/煤油的内直外旋喷嘴构型在煤油压降仅为设计点的11%时,仍能通过有效的气动作用,获得88%以上的特征速度燃烧效率;点火器的吹除气在占到火箭流量5%时,会造成燃烧室3%的性能损失,需要在试验中进行控制并在性能计算时予以考虑。在对火箭单试和联试的比较中发现,联试中由于其特征长度长燃烧更充分,火箭得到了近7%的特征速度燃烧效率增长。