隔板喷嘴对燃烧室切向声学模态作用研究

隔板喷嘴通过改变燃烧室声学特性,在抑制火箭发动机高频燃烧不稳定性方面具有重要作用。然而,目前并没有合适的理论模型,来预测隔板喷嘴对燃烧室声学特性的作用规律。为了获得隔板喷嘴对燃烧室内切向声学振荡模态作用的理论模型,通过理论推导隔板喷嘴声导纳,利用分离变量法结合实验验证,研究了径向隔板喷嘴间隙、数量及长度对燃烧室一阶切向声学振荡模态的影响。结果表明,存在最佳隔板喷嘴间隙,对燃烧室内一阶切向声学振荡模态抑制效果最佳;随着隔板喷嘴数量或长度的增加,燃烧室内一阶切向声学振荡模态频率和幅值均呈现下降趋势,且弱化了隔板喷嘴间隙的作用效果。该模型为隔板喷嘴研究奠定了一定的理论基础,研究结果为火箭发动机隔板喷嘴设计提供指导。     

隔板喷嘴对燃烧室切向声学模态作用研究

隔板喷嘴通过改变燃烧室声学特性,在抑制火箭发动机高频燃烧不稳定性方面具有重要作用。然而,目前并没有合适的理论模型,来预测隔板喷嘴对燃烧室声学特性的作用规律。为了获得隔板喷嘴对燃烧室内切向声学振荡模态作用的理论模型,通过理论推导隔板喷嘴声导纳,利用分离变量法结合实验验证,研究了径向隔板喷嘴间隙、数量及长度对燃烧室一阶切向声学振荡模态的影响。结果表明,存在最佳隔板喷嘴间隙,对燃烧室内一阶切向声学振荡模态抑制效果最佳;随着隔板喷嘴数量或长度的增加,燃烧室内一阶切向声学振荡模态频率和幅值均呈现下降趋势,且弱化了隔板喷嘴间隙的作用效果。该模型为隔板喷嘴研究奠定了一定的理论基础,研究结果为火箭发动机隔板喷嘴设计提供指导。     

隔板对燃烧室声学特性的影响

为了研究液体火箭发动机燃烧室出现的横向一阶切向燃烧不稳定,通过冷态声学试验和理论算例的计算,研究了不同参数的隔板装置对一阶切向声学频率及阻尼特性的影响,结果表明:增加轴向隔板长度和径向隔板数目均会降低一阶切向声学频率,同时增强声阻尼效果;喷嘴式隔板产生的声阻尼效果,比典型直板形状的隔板要好得多,隔板喷嘴最佳间隙在0.1~0.4mm,采用最佳隔板喷嘴间隙能够在较短的轴向隔板长度上得到较高的阻尼能力,从而改善冷却问题.      

喷嘴式隔板与再生冷却肋片隔板对高频燃烧不稳定抑制效果的数值对比

基于三维URANS(unsteady reynolds-averaged Navier-Stokes)模型对全尺寸液氧/煤油火箭发动机高频燃烧不稳定开展了仿真计算。研究了3种隔板对高频切向燃烧不稳定的抑制效果，发现当隔板长度为30 mm时，喷嘴式隔板能有效抑制燃烧不稳定，而两种再生冷却肋片隔板未能完全抑制燃烧不稳定，增加隔板长度到50 mm后，燃烧趋于稳定。结果表明：较短隔板不能完全包络化学反应区域，推进剂纵向分布变化对燃烧不稳定的抑制作用相对较小；隔板增长后，能有效分割燃烧室头部化学反应区域，提升了燃烧稳定性裕度；喷嘴式隔板能抑制切向燃烧不稳定的机理在于隔板喷嘴壁面上存在一个大黏性、大剪切力的黏性影响区。研究结果可为液体火箭发动机隔板设计提供一定指导。     

大直径液氧煤油发动机燃烧室抗脉动隔板技术

随着发动机推力的增大,燃烧室直径也随之增大,表征燃烧室热声学特性的振型、频率及其组合振型更为复杂,燃烧室带与不带抗脉动隔板以及隔板的结构参数等对声学特性影响明显,直接影响燃烧不稳定性的裕度。为了研究抗脉动隔板结构参数对燃烧室声学特性的影响,本文基于三维柱坐标系声波动理论和COMSOL仿真平台,研究了抗脉动隔板结构对火箭发动机燃烧室声学特性的影响。通过单喷嘴声学模拟实验,验证了该仿真方法的有效性。分析了隔板高度、厚度和冷区长度对燃烧室声学特性的影响规律。研究结果表明:隔板高度由40mm增加至120mm时,燃烧室一阶切向和二阶切向振型的频率分别下降了22%和31%;隔板厚度和冷区长度对燃烧室声学频率的影响不超过5%;大推力补燃发动机燃烧室直径大,需采用结构形式更为复杂的抗脉动隔板来针对性地抑制横向振型。     

全流量补燃循环气气燃烧相似性缩尺试验研究

为指导全流量补燃循环发动机推力室全尺寸气气喷注器设计,采用气氢/气氧推进剂,在带可视化窗口的燃烧室中开展了气气燃烧流场相似性缩尺试验研究。采用高速摄影仪获得了不同流量工况下,同轴剪切喷嘴稳定燃烧和不稳定燃烧两种状态下近喷嘴区域的燃烧火焰结构,并分析了不稳定燃烧的频率特性。结果表明:在保持推进剂种类、推进剂混合比、推进剂温度、燃烧室及喷嘴结构尺寸不变的情况下,随着喷嘴流量的逐步增大,稳定燃烧和不稳定燃烧的喷嘴出口火焰结构均有一定的相似性,且不稳定燃烧的频率相同。     

同轴离心式喷嘴燃烧稳定性裕度评估

为评估同轴离心式喷嘴燃烧稳定性裕度,开展了两种不同缩进长度喷嘴的稳定性试验研究。试验中燃料流量不变,逐步增加氧化剂流量,两种喷嘴在相同的混合比（2.28）发生振荡燃烧,均对应燃烧器第二阶纵向声模态频率。喷嘴A（缩进长度8.5mm）和喷嘴B（缩进长度12.5mm）最高振荡幅值对应的混合比分别为2.28和2.81。基于二阶非线性耦合振子模型,利用喷嘴稳定燃烧阶段的压力数据,分别从频域和时域识别系统衰减系数,发现两种方法得到的衰减系数在数量上一致,验证了两种分析方法的等价性。喷嘴A在不稳定发生前衰减系数突然增大,喷嘴B衰减系数呈递减趋势,不稳定发生时降到0.03以下,说明衰减系数可以评估喷嘴的稳定性裕度,但需要考虑噪声相干共振等非线性现象的影响。     

模型燃烧室低频不稳定燃烧的初步探讨

对模型燃烧室在贫油预混条件下产生的燃烧不稳定性的特性进行了初步研究。实验研究了当量比、预混气的喷射速度和燃烧室出口面积对不稳定燃烧的频率和幅值的影响。实验结果表明:在很宽的油气比和速度范围内,出现了燃烧不稳定现象,但振荡的主频集中在200～235Hz之间;随着预混气喷射速度的增加,燃烧不稳定发生的频率和幅值都增加;随着燃烧室出口面积的减小,不稳定燃烧发生的振荡幅值增加而频率却减小,表明不稳定模态发生了变化。      

脉冲放电等离子体控制火箭发动机高频燃烧不稳定性机理

为研究等离子体对火箭发动机高频燃烧不稳定性的影响,提出了一种基于脉冲激励准直流放电等离子体的控制方案,采用数值仿真方法研究了脉冲放电等离子体对燃烧室流场平均参数及动态特征的影响规律。结果表明:脉冲激励下燃烧室平均温度和压力都较定常激励下有所降低,对整个燃烧室的影响可以忽略。与定常激励相似,等离子体可以在一段时间内抑制高频压力振荡,而且在特定控制参数下其对不稳定燃烧的抑制效果优于定常激励方式;从功率谱密度分析可知脉冲激励下燃烧室压力振荡特征频率由燃烧室固有声学频率和脉冲激励频率两者共同决定,提高激励频率则特征频率幅值有所降低。脉冲激励方式与定常激励一样不改变燃烧室压力-释热耦合特征,但是通过降低释热率能够改变压力振荡幅值,进而实现对高频不稳定燃烧的抑制。在所研究工况中,激励频率为50 kHz、占空比为20%的脉冲控制参数下等离子体的抑制效果最佳。      

液氧煤油超临界富氧燃烧中的低频振荡特性实验研究

为了研究液氧煤油在高混合比下的燃烧特性,在模拟燃烧室中开展了液氧煤油在超临界压力环境下的富氧燃烧实验,燃烧室中采用了双离心喷嘴。实验过程中燃烧室压力额定值为6.4MPa,高于液氧和煤油的超临界压力。燃烧室直径为50mm,燃烧室长度约为345mm,燃烧室喉部直径10.5mm。用压力传感器记录液氧喷前压力、煤油喷前压力和燃烧室压力,压力数据的采样频率为2kHz。实验中发现：当混合比为10时,液氧煤油发生较为稳定的燃烧;当混合比为14.5时,燃烧室内出现了20～30Hz的低频燃烧振荡;在燃烧的启动和关机阶段,也出现了相近频率的低频燃烧振荡。液氧和煤油的喷前压力振荡相位均滞后于燃烧室压力振荡,表明振荡的源头在燃烧室。系统幅频特性分析结果表明,燃烧振荡频率与系统频率不耦合。液氧煤油低频燃烧振荡的主要诱发因素可能是高混合比燃烧下的温度效应。富氧燃烧温度低于2200K易诱发低频燃烧不稳定。     

大直径液氧煤油发动机燃烧室结构和隔板型式对声学特性的影响

随着火箭发射任务轨道高度和载荷质量的提高，发动机推力和燃烧室直径增大，使燃烧室固有声学振型越发复杂。燃烧室收敛段、抗脉动隔板及其结构型式会显著影响燃烧室的声学特性，进而改变发动机的燃烧不稳定性裕度。为了研究燃烧室结构和隔板型式对声学特性的影响，建立了燃烧室声学有限元模型，并通过单喷嘴声学实验验证了仿真模型的准确性。研究了燃烧室收敛段和一周六径隔板对燃烧室声学特性的影响，重点分析了RD-170和F-1发动机不同隔板型式下燃烧室的声学特性，从声压分布的角度分析了其隔板设计的合理性。结果表明：添加收敛段后，燃烧室的1L和1T1L振型的频率分别提高了14%和17%。RD-170发动机的周向隔板位于2R振型速度波腹位置；F-1发动机所采用的两周八径13分区隔板不仅减小了2R振型速度波腹的半径，而且使切向振型的声压极值面积最小。双十字隔板使F-1发动机燃烧室中出现径向振型切向化的趋势。     

同轴剪切喷嘴出口壁厚对气-气燃烧性能的影响

以富氢/富氧燃气为推进剂,在单喷嘴燃烧室中开展同轴剪切喷嘴出口壁厚对燃烧性能影响的研究。通过求解N-S方程获得燃烧流场,分析氧喷嘴出口壁厚变化对燃烧产物、温度分布的影响,进行了壁厚变化对特征速度效率和热载影响的试验研究。结果表明,较厚的氧喷嘴出口壁厚有利于稳定火焰,氧喷嘴出口壁厚较薄时特征速度效率较低,并伴随有燃烧室压力不稳定现象。     

燃烧室压力振荡对液-液同轴离心喷嘴混合比的影响

基于液体喷嘴动力学理论,对燃烧室压力振荡引起同轴喷嘴混合比振荡的动态过程进行了理论分析,推导得到了混合比振荡与燃烧室压力振荡之间的传递函数。通过算例计算了液氧煤油双组元喷嘴混合比对室压振荡响应的传递函数的幅频特性。结果表明：混合比振荡幅值随着振荡频率的增加呈现先增加,后减小的趋势。传递函数值随供应系统压力的升高而增大,随喷嘴压降的升高而减小。混合比振荡最大幅值所对应的频率不随供应系统压力和喷嘴压降变化而改变,说明此频率是由双组元喷嘴的特性决定的。     

富氢/富氧燃气气-气喷嘴热试

针对全流量补燃循环发动机气-气燃烧关键技术,设计了以气动谐振点火器为点火装置的气氢/气氧富氧预燃室、气氢/气氧富氢预燃室和气-气喷嘴燃烧室,开展了同轴剪切喷嘴气-气燃烧试验研究。试验结果表明,试验方案设计合理,系统稳定可靠,气-气喷嘴燃烧效率最高达到97.2%。随氧喷注器压降增加,燃烧室壁面的热载荷增加,燃烧效率降低。     

动压气体止推轴承间隙气动热及流动特性分析

以波箔型动压气体止推轴承为研究对象,建立变截面气膜间隙润滑模型,研究了有无黏性耗散时动压气体止推轴承间隙压力场及温度场分布,获得几何参数以及转速对轴承间隙气膜压力和温度的影响规律。结果表明：考虑黏性耗散时,在收敛段末端和平直段外缘形成高温区;无黏性耗散时,轴承气膜高温区位于收敛间隙末端;轴承气膜温升随转速线性增加;考虑黏性耗散时,气膜温升随楔形因子的增加而减小,无黏性耗散热时则与之相反;气膜厚度越大,温升越小,厚度对轴承气膜温度分布无影响。本文参数范围内,黏性耗散产生的温升占比达90%。该研究证实了黏性耗散对动压气体止推轴承热流动物理机制有重要的影响,可为动压气体轴承设计和高效运行提供理论基础。     

煤油同轴喷嘴超临界燃烧与火焰特性实验研究

为研究煤油同轴离心喷嘴的超临界燃烧与火焰特性以及缩进比对燃烧及稳定性的影响,在煤油超临界条件下进行了不同缩进比喷嘴的燃烧实验,实验采用单喷嘴矩形燃烧室,空气和氧气混合物以气态从同轴喷嘴的中心喷嘴喷注,煤油以液态从同轴喷嘴的离心喷嘴喷注,实验利用采样频率为36k Hz的彩色高速CCD相机成功观测到煤油超临界燃烧现象。煤油同轴离心喷嘴超临界燃烧火焰总体呈圆柱射流状;缩进比较大喷嘴的火焰图像中,喷嘴出口为半透明的"稠密"气状射流,未观测到明显的雾化破碎过程;喷嘴缩进比为1.62时火焰较窄且出现火焰团间歇性脱落情况;缩进比对燃烧和燃烧稳定性均有影响,存在相对最佳值使燃烧较稳定。     

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。     

基于时滞模型的纵向燃烧不稳定性分析

在集总燃烧时滞模型的基础上,研究了系统耗散对燃烧稳定性的影响。通过在流动控制方程中考虑剪应力引起的阻尼项,利用燃烧锋面处的匹配边界条件,推导了考虑耗散效应的集总燃烧时滞模型。其次,采用Tim Liuwen等的研究方法,通过对不稳定燃烧试车数据进行滤波操作和相关性计算,间接获得了各阶声学模态对应的耗散系数。将其作为阻尼项加入到新的模型中,重新计算了本次试车的稳定性曲线。结果显示,各阶耗散系数均小于0.1,且耗散系数会随着模态阶数的提高而降低。另一方面,考虑耗散后的系统增益较原始模型及现有模型降低了48%,说明系统耗散的加入影响了模型的预测精度。进一步研究证明,耗散的增加会降低系统增益,从而提高其稳定性。     

考虑喷注流强分布的纵向稳定性建模与分析

喷注器流强分布是除声学阻尼装置以外使液体火箭发动机稳定工作的重要措施,通过控制喷注流强分布使推进剂的燃烧尽量远离主要振型的波腹区,减少热声耦合振荡的能量源,从而达到抑制高频振荡的效果。因此,建立喷注流强分布与稳定性之间的综合分析模型,研究流强分布的不稳定性抑制特性具有重要实际意义。针对采用自击式喷嘴器、液滴蒸发作为燃烧速率控制过程的某自燃推进剂缩尺燃烧室高频纵向燃烧不稳定问题,近似采用蒸发速率峰值区代替集中燃烧释热区,引入燃烧室三维声学控制方程以考虑多喷嘴条件下燃烧响应空间分布,建立了针对喷注器流强分布条件下的高频纵向燃烧稳定性分析模型,并对喷注流强的稳定性抑制特性进行了分析,给出了不同分布流强下燃烧室一阶纵向信号的增长率变化规律。研究表明,喷注流强分布有利于燃烧室稳定,"驼峰区"喷注孔径的增大对改善高频纵向不稳定性更为显著,"驼峰区"流强增加30%,相应的增长率降低15%。     

来流温度振荡对液滴燃烧释热特性的影响

液滴蒸发、燃烧过程均对温度变化较为敏感,为了获得液滴燃烧释热过程对于温度振荡的响应特性,对庚烷液滴气液两相燃烧问题进行了数值模拟。主要分析了来流温度振荡频率分别为2k Hz,5k Hz和10k Hz,温度振荡幅值分别为5%,10%和15%时,液滴燃烧过程中释热速率振荡幅值及相位差变化规律,同时考察了液滴直径变化产生的影响。结果表明,释热速率振荡幅值随着来流温度振荡频率和振荡幅值的增加而大幅升高;释热速率波动与来流温度振荡之间的相位差受温度振荡频率影响较大;改变液滴直径可以有效控制释热响应特性,相同工况下,减小液滴直径会使得释热振荡幅值显著降低;由于温度振荡与液滴的蒸发和释热之间的相互影响,使得在部分工况下液滴燃烧释热响应特性出现了显著的非线性特征。