固体火箭发动机不稳定燃烧的速度耦合模型的研究

由分析固体火箭发动机的高频不稳定燃烧的振幅和频率变化的复杂性开始，通过调整参数，通过调整参数，得到在燃烧前期呈现较单纯纯频的振荡燃烧。利用中止燃烧试验，得到反映前期振荡燃烧的速度幅分布的烧去肉厚分布。     

液体火箭发动机中频耦合振荡初步研究

为了研究常规液体火箭发动机研制中出现的中频流量型耦合振荡问题,对发动机耦合系统中各环节建立了满足声学分析的线性化频域模型.通过比较供应系统和燃烧室的幅频响应,并分析耦合系统的自由振荡复频率,以判断发动机的耦合稳定性.计算结果符合发动机试车规律,能够有效地反映该类型不稳定的特征.进一步讨论了燃烧时滞、喷注压降、管路长度和安装节流圈对系统耦合不稳定的影响规律,并揭示了该类型不稳定的机理.     

振荡燃烧过程的同步测量方法

振动燃烧是由非稳定燃烧放热和压力脉动互相耦合产生的系统振荡过程。振荡燃烧的研究方法之一是对自激振荡燃烧相互耦合过程进行研究,得到系统的闭环特性。另外还可以对燃烧系统施加特定的扰动以得到燃烧系统的开环特性。为了研究振荡燃烧的动态过程,需要实现不同物理量的同步测量。相同步方法能够实现压力脉动与燃烧放热率脉动的同步测量,确定二者间的周期变化关系。通过对两个不同振荡类型的实验台进行相同步测量,分析振荡燃烧过程中压力脉动与放热率脉动的相位关系,并讨论了相同步方法的误差,提出了不同实现方案。这些结果将有助于我们提高火焰测量的相同步技术的准确性。     

固体火箭发动机燃烧不稳定研究进展与展望

燃烧不稳定问题是今后相当长一段时间内固体火箭发动机燃烧流动领域需要解决的重要问题。由燃烧响应主导的燃烧不稳定问题具有很典型的非线性燃烧不稳定特征,是当前研究的重点与难点。采用非线性方法开展固体火箭发动机的非线性动力学分析,可以获得非线性燃烧不稳定的触发条件与稳定性区间,以及不稳定的增长过程和最终达到的极限环振荡状态。压强耦合响应、速度耦合响应、分布式燃烧、粒子阻尼和喷管阻尼是燃烧不稳定分析中重要的增益和阻尼项,在非线性燃烧不稳定分析中,这些增益与阻尼同样需要非线性表达式,需要开展精细的实验研究和理论分析,以获得更符合发动机实际工作状况的推进剂燃烧响应和铝分布式燃烧的非线性模型。深刻认识压强振荡增长过程中各阶模态间能量的传递规律,是揭示非线性不稳定触发机理和极限环形成过程的关键所在。在实验验证技术方面,需要建立起地面实验外部激励和飞试状态实际激励环境的等效分析方法,发展能够有效模拟实际飞行时发动机燃烧不稳定环境的地面等效模拟实验方法。     

固体推进剂速度耦合响应函数测量实验方法研究

为获得固体推进剂速度耦合响应特性,基于T型燃烧器测量技术,建立了一种测量含铝复合推进剂速度耦合响应函数的实验方法,并在工作压强为6.5MPa和振荡频率约为175Hz条件下,开展了响应特性实验研究。实验结果表明:速度耦合与压强耦合有明显的不同,压强耦合在整个振荡区域内均表现出增益作用,而速度耦合在不同振荡区域内可表现出增益作用,也可以表现出抑制作用;在本文的工况参数条件下,速度耦合响应函数值远大于压强耦合响应函数值。在固体火箭发动机非线性燃烧不稳定中,速度耦合响应是不可忽略的重要影响因素。本文所建立的实验方法能在测量速度耦合响应函数的同时获得压强耦合响应函数,可更好地分析固体推进剂的燃烧响应特性。因此,该方法为分析固体火箭发动机非线性燃烧不稳定问题提供了重要的实验手段。     

同轴突扩燃烧室低频不稳定燃烧数值模拟

采用大涡模拟耦合预混燃烧方法,建立了液体冲压发动机不稳定燃烧计算模型。对模型发动机进行了不稳定燃烧数值研究,计算得到的发动机内压强振荡和火焰传播过程与文献中的实验数据吻合较好。结果分析表明,突扩构形发动机内大尺度的旋涡结构支配了燃烧室中的火焰传播过程,旋涡运动耦合非稳态的燃烧热释放是激发燃烧室低频压强振荡的重要原因。     

自适应湍流耦合建表燃烧模型的振荡燃烧数值模拟

航空发动机及燃气轮机等动力装备燃烧室广泛采用的贫燃燃烧方式经常遇到破坏性的非定常热声耦合振荡燃烧问题。非定常振荡燃烧数值预测是一个长期的研究热点和难题。发展了针对振荡燃烧的耦合直接求解数值模拟方法，包括优化的动态模型参数的高精度自适应湍流模型（SATES），耦合可压缩的详细化学反应建表FGM燃烧模型。选取的3种湍流燃烧模型包括有限速率模型（W1）及火焰面密度封闭方法中的Zimont(W2)和Fureby(W3)2种褶皱因子模型。针对经典的LIMOUSINE燃烧室多个部分预混振荡燃烧工况开展了数值研究，发现自适应湍流模拟框架下的3种燃烧模型均准确预测到了振荡燃烧的振荡频率，与试验相比，误差<6.4%；对于振荡燃烧压力脉动振幅的预测结果，有限速率模型（W1）和Zimont(W2)模型结果显著大于试验值，误差>380%;Fureby(W3)模型结果与试验值吻合较好，误差<17.9%。表明振荡燃烧的数值预测对不同的湍流及湍流燃烧模型具有较高的敏感性。不同的工况结果表明，振荡燃烧存在完全振荡模态和过渡模态，完全振荡模态中数值预测的特征主频在燃烧室上下游多个位置趋于一致；过渡振荡...     

不同直径圆球诱导燃烧的振荡机制与频率特性

为了分析不同直径圆球诱导振荡燃烧的规律，并揭示圆球大小在振荡燃烧现象中所发挥的深层次作用，本文采用二维轴对称Euler方程和基元反应模型，对不同直径的圆球在H2/air预混气体中诱导振荡燃烧的现象开展数值模拟研究。研究发现，振荡频率并不是简单地随直径增大而逐渐从高频向低频连续过渡，而是存在两次突变，形成了超高频、高频以及低频三种振荡燃烧模态。在两种模态间过渡时，振荡达到稳定状态前，会存在一段双频耦合的振荡阶段。三种不同振荡燃烧模态的产生是受到了不同振荡机制的作用，而两种模态间过渡时的双频耦合现象则是两种机制相互竞争的结果。     

低频振荡燃烧研究综述

总结了影响涡扇发动机加力燃烧室和冲压发动机燃烧室的结构及运转因素，综述了有关振荡燃烧机理研究的一些结果以及几项很有意义的主动控制技术。结论是，目前国内外所进行的低频振荡燃烧的机理、预测及控制工作，尚处于探索阶段。     

某固体火箭发动机工作末期不稳定燃烧

针对某固体火箭发动机工作末期出现的压力振荡现象开展了数值研究与线性预估.通过有限元方法得到了燃烧室空腔的声模态及固有声振频率,轴向1阶与2阶声振频率随燃面退移先减小后增大;利用大涡模拟方法分析了燃烧室内的流场特性及压力振荡特性,振荡频率与试验结果一致,判定该发动机出现了以轴向1阶声振频率为主导的不稳定燃烧;其次分析了发动机内阻尼特性,其阻尼随燃面退移不断减小;最后通过不稳定燃烧线性理论解释了该发动机工作末期出现压力振荡的机理,表明燃面退移过程中喉通比下降是导致发动机由线性稳定转向线性不稳定状态的关键因素.      

火箭发动机高频燃烧不稳定非线性分析

为探讨火箭发动机高频燃烧不稳定的机理,建立了不稳定燃烧非线性物理模型,研究燃烧速率对燃烧室的波动现象非线性反馈机制,简化气相化学反应流体力学控制方程组,得到了相应的数学模型。用“平均法”数学模型和仿真的结果表明,系统在一定的参数范围内发生复杂的分岔和混沌现象,并得到各种物理参数对燃烧与波动耦合产生燃烧不稳定现象的影响规律。     

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。     

侧面突扩燃烧室冷态流场可视化研究

燃烧室流场中旋涡的不是稳定是造成整体式压式发动机侧面扩燃烧室燃烧振荡的重要原因。在透明矩形侧面突扩燃烧室模型上进行了水流模拟显示实验。显示出了燃烧室流场中的振荡涡系和稳定涡系。实验发现：燃烧室头部旋涡非常稳定；进口射流剪切层存在“马蹄涡”的周期性脱落；射流在燃烧室通道内卷绕形成涡强较大的二次流螺旋柱状涡对，涡对相撞又使螺旋涡失稳、振荡和破碎。旋涡不稳定性是侧面突扩燃烧室燃烧振荡的流体力学原因，分流     

推进动力系统燃烧不稳定性产生的机理、预测及控制方法

在不稳定热释放和声波相互耦合作用下而产生的燃烧不稳定现象,表现为振荡燃烧的形式,常发生于火箭发动机、航空发动机加力燃烧室以及地面燃气轮机等装置当中,会对结构引起很严重的破坏。本文总结了当前关于燃烧不稳定问题的机理以及控制方法的研究进展。目前来看,关于燃烧不稳定的机理研究方面,包含实验研究以及数值方法研究。实验方面,有rijketube热声不稳定实验,还有模拟真实燃烧室环境的燃烧实验。数值方面的工作,包括线化的热声不稳定模型,以及对火焰进行描述的解析模型和大涡模拟等方面的工作。同时,人们尝试了各种抑制不稳定的方法。控制方法包含两大类,即:主动控制方法以及被动控制方法。主动控制方法在理论研究方面取得了重大成果,然而,由于其实现上需要复杂响应系统、执行机构,因此,距离实际工程应用还很遥远。而被动控制方法,例如,亥姆赫兹共振腔,以及穿孔板等装置,在工程上得到了很好的应用。     

基于全连接神经网络的分层旋流火焰燃烧振荡预报

燃气轮机贫油预混低排放燃烧室容易发生燃烧振荡,在宽工况极端条件下燃烧主动控制有潜力成为抑制燃烧振荡的有效方法。然而主动控制系统依赖于对燃烧振荡的快速监测和准确预报,因此有必要针对不同的燃烧振荡预报手段开展研究和验证。本文以甲烷预混同心分层旋流火焰的图像为基础,采用降低图像分辨率和提取火焰结构特征参数这两种不同的方式对火焰图像信息进行简化处理,并使用全连接神经网络对燃烧振荡进行预报研究。结果发现,两种方式都可以较为准确地预报燃烧振荡,精度均达到90%以上。预报精度随着图像分辨率的增加而升高,在极低的图像分辨率(3*3)下,预报精度也能达到90%以上。此外,对根据火焰平均图像提取的结构特征参数进行了敏感性分析,捕捉到了系统稳定性的转变,但参数变化范围受训练集限制。本文提出的基于数据驱动方法对燃烧振荡的预报时间小于2 ms,为实现燃烧振荡实时在线预报提供了支持。     

贫燃预混旋流火焰燃烧不稳定性的实验

实验研究了常温常压条件下贫燃预混旋流火焰的燃烧不稳定性.结果表明:不稳定燃烧时,火焰结构发生显著变化,呈现大尺度运动的特点.燃烧室所发生的燃烧不稳定性是纵向自激式振荡,是燃烧室与预混段之间的耦合,振荡频率由整个系统决定.随着当量比的提高,燃烧经历了由稳定到不稳定,并达到有限循环脉动的过程.流动脉动和火焰的相互作用,是激发和维持振荡的主要原因,需要深入研究不稳定燃烧性产生和得以维持的机理.      

某型液体火箭发动机燃烧不稳定性鉴定实验研究

采用脉冲枪装置,在液体火箭发动机燃烧室中产生燃烧波,对发动机燃烧过程进行人为激励;通过实验参数测量系统,测量激励前后燃烧室的脉动压力和机械振动频率等参数,分析燃烧室脉动压力的振荡衰减率,进行发动机燃烧不稳定性鉴定实验研究.结果表明:该型液体火箭发动机燃烧过程对脉冲扰动是稳定的.     

液体火箭发动机径向不稳定燃烧数值分析模型

应用数值模拟分析方法对液体火箭发动机径向不稳定燃烧完成了初步分析，并分析了声腔的阻尼特性。数值方法采用一步隐式预测、两步显式校正进行非定常流动计算的PISO算法。建立了不稳定燃烧声腔分析模型及压力挑动模型，通过模拟计算压力扰动波的传播过程考察发动机的燃烧稳定性。     

自燃推进剂火箭发动机稳态燃烧过程的数值模拟

研究了自燃推进剂火箭发动机的稳态燃烧过程。用一甲基肼作燃料，四氧化二氮为氧化剂，考虑了液滴的雾化机理和高压分解燃烧。将ＰＩＳＯ算法应用于任意曲线坐标下，在计算中采用非交错网格技术抑制了压力振荡。成功地获得了发动机燃烧过程的流场参数。     

热声耦合振荡燃烧的实验研究与分析

热声耦合振荡是在推进系统工作中经常遇到的危害系统工作及安全的现象。它是由非稳定燃烧放热和压力脉动互相耦合产生的系统振荡过程。通过对天然气预混燃烧过程中的热声耦合振荡现象进行了实验研究,分析了不同当量比、热负荷和进出口边界条件下天然气燃烧的动态过程,分析其稳定范围及振荡模态随影响因素的变化规律。结果显示振荡频率随着当量比的减小有所增加,但是没有发生模态变化。在常压条件、接近贫燃熄火极限时,热声耦合振荡现象消失,压力脉动频率跃升至500 Hz或1000 Hz附近的高频。燃烧室出口越接近阻塞条件,燃烧过程的稳定范围越小。同时入口边界位置越接近燃烧段,压力脉动频率越高。热功率变化也会对脉动频率和声压级数值产生影响。另外还采用线性扰动分析方法对天然气燃烧动态过程进行理论分析,进一步研究了不同条件下旋流预混燃烧的热声耦合振荡模态。