基于传热反问题方法的N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室热流测量研究

测量液体火箭发动机的热载荷是获取燃烧室内部信息的重要方法。为了获取N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室内壁的热载荷,建立了液体火箭发动机的热流计算的反问题方法,该方法基于对燃烧室壁面温度场的直接求解,通过对轴向多个位置测量温度的反演计算得到燃烧室内壁热流和温度。研究表明:应用文中建立的传热反问题方法能够较为准确地获得热流随时间及空间的分布;热电偶的位置对计算准确性有明显的影响,与理论深度偏差在0.2mm以内的随机深度偏差可导致超过4%热流反演误差;N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室热流及温度沿轴向逐渐降低,表明燃烧室内的反应释热过程主要在燃烧室头部附近发生。     

含铝凝胶燃料脉冲爆轰发动机工作过程瞬态特性

为了解含铝凝胶燃料脉冲爆轰发动机工作过程的瞬态机理,建立了含铝凝胶燃料脉冲爆轰发动机数学物理模型。采用守恒元与求解元数值计算方法,对单循环含铝凝胶燃料脉冲爆轰发动机流场进行了数值仿真,分析了其爆轰反应过程与冲量产生过程的瞬态特征。计算结果表明,爆轰波作用下,凝胶燃料液滴变化以剥离破碎为主,燃料液滴中铝颗粒随液滴剥离弥散于爆轰管内并参与反应,累积在最后阶段反应的铝颗粒较少。凝胶燃料爆轰燃气排放过程可划分为爆轰附着膨胀、燃气"壅塞"膨胀和膨胀减弱等3个典型特征阶段。研究结果对凝胶燃料脉冲爆轰发动机的应用研究具有参考意义。     

MMH/NTO双组元自燃推进剂反应机理简化

采用反应流分析结合灵敏度分析的简化方法,对MMH/NTO详细燃烧化学反应机理进行了简化,获得包含25个组分和43个基元反应的MMH/NTO简化反应动力学模型。并从着火延迟时间和燃烧火焰温度两方面,通过对比理论结果、详细机理和简化机理预测结果,在较宽范围参数内对简化机理进行了验证。验证结果表明简化机理和详细机理预测的MMH/NTO体系的着火延迟时间和燃烧火焰温度具有非常高的一致性,说明了简化反应机理的合理性。进而分析了初始温度、燃烧室压力、氧燃比对MMH/NTO体系的着火延迟时间和燃烧火焰温度的影响规律,MMH/NTO体系的着火特性对初温和燃烧室压力较为敏感,燃烧火焰温度则对氧燃比和燃烧室压力较为敏感。为后续发动机燃烧的CFD数值计算提供了准确的反应动力学模型。     

氧化亚氮/乙烯推进剂预混燃烧特性试验研究

氧化亚氮基单元复合推进剂是一种新型、高能、无毒的单组元推进剂,具有广阔的应用前景。开展了氧化亚氮/乙烯推进剂在室压0. 7 MPa和1. 0 MPa条件下、混合比6. 2～10. 6范围内的预混燃烧特性试验,获得了混合比、燃烧室特征长度等对特征速度和燃烧效率的影响规律。试验结果表明:当量孔径为65μm、厚度为5 mm的不锈钢多孔材料具有良好的防回火效果,所有试验工况均未发生燃烧室回火现象; N_2O/C_2H_4推进剂的理论特征速度和试验特征速度均随着混合比的增大而减小,最高燃烧效率达到了95. 0%;随着燃烧室特征长度的不断增大,燃烧效率先增大后减小,对所试验的特定喷注器结构的铜热沉模型燃烧室来说,最佳的燃烧室特征长度在1. 675 m左右。     

煤油富燃燃气旋转爆震燃烧实验研究

为了了解煤油富燃燃气旋转爆震燃烧的过程及其特点,采用液体煤油一次燃烧后的富燃燃气与富氧空气二次爆震燃烧的方案,对0.51～1.29余气系数条件下的旋转爆震燃烧过程开展了实验研究。实验研究结果表明:与液体煤油相比,煤油富燃燃气能够在更低氧含量的富氧空气中实现旋转爆震波的稳定传播。氧气质量含量为29%,余气系数为0.74时,煤油富燃燃气与富氧空气形成的旋转爆震波的传播速度均值为926.3m/s。贫氧条件下,随着空气流量增大,旋转爆震波的传播速度先减小后增大,其最小值为氧浓度降低与空气流量增大对爆震波传播速度影响的平衡点。本实验范围内,该平衡点对应的氧气质量含量和余气系数分别为35%与0.92。     

铝粉浓度对汽油-纳米铝粉悬浮液滴多相爆轰影响的一维数值计算

采用带化学反应的一维多相流模型,运用CE/SE数值计算方法和处理源项的四阶龙格-库塔方法对爆轰管内汽油/纳米铝粉悬浮液滴、空气混合物的多相爆轰过程进行了数值模拟,讨论了悬浮液滴中纳米铝粉浓度对爆轰参数及燃烧转爆轰过程的影响。数值结果表明,添加纳米铝粉后,稳定传播的爆轰波速度变大;随着纳米铝粉浓度的增加,爆轰波压力峰值与...     

气相二氧化硅/汽油凝胶燃料流变特性实验研究

为了较为全面地了解凝胶燃料的流变特性,采用超声波振荡与机械搅拌相结合的方法制备了含铝与不含铝的气相二氧化硅/汽油凝胶燃料,使用旋转流变仪实验研究了各凝胶燃料的剪切变稀特性、触变性、屈服应力与粘弹性等流变参数。结果表明:气相二氧化硅/汽油凝胶燃料具有明显的剪切变稀特性和不可逆触变性。凝胶剂含量增加,凝胶燃料粘度和屈服应力增大。添加10μm粒径铝粉的粘度和屈服应力比5μm粒径铝粉的大,比1μm粒径铝粉的小,但均比不含铝凝胶燃料的大。凝胶燃料在低频振荡下更接近于流体,在高频振荡下具有类固体特征。      

气氧/气甲烷火炬式电点火器燃烧仿真与热试

火炬式电点火是可重复使用液氧甲烷发动机较为可行的点火方式之一。针对气氧/气甲烷火炬式电点火器开展了燃烧流场仿真和点火试验研究。燃烧仿真结果表明,在混合比接近当量混合比时,仿真结果与理论计算结果吻合较好,混合比富燃程度较高时,两者的偏差显著增大。另外,随着混合比的增大,火花塞所处的热环境逐渐恶化,加大了火花塞被烧蚀的风险...     

自燃推进剂旋转爆震燃烧实验研究

为了拓展旋转爆震燃烧方式在液体火箭发动机领域的应用范围,以一甲基肼为燃料,四氧化二氮为氧化剂,在圆环形燃烧室中组织旋转爆震燃烧。燃烧室内径为30mm,外径为60mm,采用了24对撞击式喷嘴,氧化剂喷孔0.4mm,燃料喷孔0.3mm。用稳态压力传感器和高频动态压力传感器记录供应及燃烧状态。实验中发现:自燃推进剂能够发生旋转爆震燃烧,频率达到7340Hz,爆震波峰值压力达到0.6MPa,爆震波速度达到1384m/s;爆震波引起的压力震荡可向上游喷注器传播;由于自燃推进剂为液/液反应,着火延迟时间约为10ms,在本燃烧室中该时间大于爆震波旋转一周所需的时间,因而爆震波到达时仍有较多的可燃混合物能够参与爆震燃烧;自燃推进剂发生旋转爆震燃烧需要足够大的流量密度,本实验中最小为103.7kg/(s?m2);自燃推进剂在富燃条件下更容易发生旋转爆震燃烧。实验结果表明在火箭的姿态控制发动机上应用旋转爆震燃烧具有一定的可行性。