喷雾液滴与涂层壁面作用的机理性试验及其影响研究

为了研究双组元离心式发动机的喷雾液滴在撞击燃烧室涂层壁面后的发展行为,及其对发动机燃烧和传热的影响,进行了液滴与真实的涂层试样的机理性试验。通过试验,使用高速摄影装置观察了液滴在不同温度和入射韦伯数We的条件下撞击涂层试样后的情况,包括撞击后粘附、铺展、破碎、飞溅、悬浮和反弹多种行为模式下的速度、粒径和角度,证明了涂层表面状态的差异性对于液滴撞壁行为有显著影响。根据试验结果,分别建立了两种涂层基于壁温与入射韦伯数We的液滴撞壁机制和数学模型,并结合化学反应动力学模型进行了燃烧传热分析,通过与OA模型仿真结果和真实发动机热试车测试数据的对比,验证了该模型具有更高的准确性。     

喷雾液滴与涂层壁面作用的机理性试验及其影响研究

为了研究双组元离心式发动机的喷雾液滴在撞击燃烧室涂层壁面后的发展行为,及其对发动机燃烧和传热的影响,进行了液滴与真实的涂层试样的机理性试验。通过试验,使用高速摄影装置观察了液滴在不同温度和入射韦伯数We的条件下撞击涂层试样后的情况,包括撞击后粘附、铺展、破碎、飞溅、悬浮和反弹多种行为模式下的速度、粒径和角度,证明了涂层表面状态的差异性对于液滴撞壁行为有显著影响。根据试验结果,分别建立了两种涂层基于壁温与入射韦伯数We的液滴撞壁机制和数学模型,并结合化学反应动力学模型进行了燃烧传热分析,通过与OA模型仿真结果和真实发动机热试车测试数据的对比,验证了该模型具有更高的准确性。     

自燃推进剂模型燃烧室高频纵向燃烧不稳定性

采用集总燃烧模型对某自燃推进剂模型燃烧室的高频纵向燃烧不稳定性进行了分析,计算了液滴蒸发速率沿轴向分布,忽略化学反应时间,近似采用蒸发速率峰值位置代替集中燃烧锋面位置,采用NASA经验公式给出了相应的敏感时滞和相互作用指数,建立了考虑自燃推进剂液滴蒸发过程的高频纵向燃烧不稳定性量化分析模型。基于系统振荡增益变化曲线,分析了不同液滴初始速度条件下稳定性趋势。研究表明:集中燃烧锋面位置对于高频纵向燃烧振荡具有重要影响,液滴平均粒径和液滴初始速度的增加都会导致其向下游移动,相应振荡增益会减小,稳定性提高。当平均粒径超过150 μm时,模型燃烧室振荡增益幅值降低至10以下,达到了理论上的稳定。     

有机凝胶燃料液滴燃烧过程相分离现象

要掌握凝胶推进剂在燃烧室内燃烧特性,必须首先认识清楚单个凝胶推进剂液滴的燃烧机理。为了揭示凝胶燃料液滴特殊的燃烧机制,在考虑相分离阶段液滴内部温度和浓度梯度变化的基础上,完善并发展了一种新的数学模型来描述凝胶燃料液滴的相分离过程,并且用之研究了凝胶燃料单液滴蒸发/燃烧过程中的相分离特性。研究结果表明:相分离阶段,液滴的半径按d2定律收缩,与实验结果吻合;液滴点火后,火焰由初始位置向液滴外围扩展,火焰温度不断上升,并且逐渐趋于稳定;相分离前期,在液滴内部,特别是表面附近的区域,质量的输运较热量输运容易,而相分离后期则呈现相反趋势,这就导致在相应的区域相分离前期比后期有更大的温度梯度,而相分离后期比前期有更大燃料浓度梯度。     

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%。     

振荡环境下推进剂液滴亚临界蒸发响应特性

针对推进剂液滴在惰性气体中的蒸发过程建立了非定常物理模型,并应用全隐差分格式离散模型方程进行数值求解。研究了液滴蒸发过程对环境气体压力振荡的响应特性,可为液体火箭发动机不稳定燃烧分析提供理论基础。      

单液滴蒸发测试及数据处理方法研究进展

在航空发动机燃烧室中的航空煤油雾化成液滴后蒸发燃烧,单液滴蒸发特性不但是燃烧室设计参数之一也是两相湍流 燃烧模型组的重要组成部分,对液体燃料液滴蒸发特性研究具有重要意义。对单液滴蒸发测试及数据处理方法进行总结,综述了国 内外不同测试条件下的液滴蒸发试验装置设计、基本原理与操作步骤;对比了传统与新型液滴温度测量方法及液滴成像方法;分析 了不同液滴图像处理方法的优缺点,最后总结了造成液滴蒸发试验误差的主要因素为仪器误差、液滴尺寸换算误差、挂丝方式生成 的误差、挂丝带来的误差、图像测量误差。重力场、环境温度、环境压力及来流速度对液滴直径和液滴温度变化的影响分析,以及随 着测试技术的发展所应用的多种先进测试方法和技术,为单液滴蒸发试验装置的设计、测试技术的研究提供参考,为液滴蒸发试验 开辟了新的研究思路。     

超临界环境下煤油替代物液滴燃烧特性数值研究

为研究液氧/煤油火箭发动机燃烧室内经喷注形成的煤油液滴的燃烧过程,基于实际气体状态方程、高压热物性修正、高压气液平衡和详细化学反应动力学,建立一维的全瞬态液滴燃烧模型,对超临界环境下两组分煤油替代物液滴的燃烧特性及液滴初始直径的影响进行仿真研究。结果表明,在超临界环境下,相比于煤油液滴纯蒸发过程,煤油液滴燃烧过程的迁移时刻大大提前;煤油液滴着火之后很快进入超临界燃烧阶段,此时液滴燃烧过程可以看成中心附近的燃料高浓度区与外侧氧气高浓度区之间的扩散燃烧过程;煤油液滴的火焰半径先增大,达到最大值之后开始减小,并减小为零,火焰温度在着火之后快速上升至最大值,并基本保持不变,在火焰半径减小为零之后开始降低;随着液滴初始直径的增大,火焰特性以及液滴中心参数变化曲线趋势不变、整体延迟,着火时间、迁移时间和液滴寿命增大。     

互击式喷嘴燃烧室燃烧效率实验

为了获得凝胶推进剂火箭发动机高效燃烧室的设计参数,依据推进剂特性,设计了7种不同结构的燃烧室,通过实验手段,研究了燃烧室特征长度、喷嘴孔径和推进剂物性等参数对燃烧效率的影响。结果表明:增大燃烧室的特征长度,增加了推进剂的停留时间,有利于推进剂充分雾化和燃烧。减小撞击孔径,提高了射流的剪切速率,降低了推进剂的粘性,可以改善雾化和燃烧效率。为了提高含碳凝胶推进剂的燃烧效率,需减小碳粒粒度或者增加燃烧室特征长度。     

多凹腔燃烧室煤油非定常超声速燃烧流动过程研究

为探究多凹腔燃烧室的燃烧流动过程,采用非定常方法对液态煤油超声速燃烧特性进行了数值研究。计算结果发现,随着燃烧释热的进行,一道拟正激波被推到靠近隔离段入口处,最大压比达到3.77,燃烧达到稳态需要22ms;上游凹腔处煤油液滴运动轨迹表现出很强的非定常性,其运动方向与当地流动时刻的压力条件相匹配,上凹腔附近的液滴穿透深度明显大于下凹腔的,液滴个数也大于后者;出口总压恢复系数为47.09%,与实验值47.50%很接近,出口燃烧效率达到72.91%,体现了多凹腔燃烧室在保证燃烧性能较好时总压损失较低的优点;扩张型面上的凹腔质量交换律大于平直型面上的,表明型面扩张有利于增强凹腔内燃料与主流空气的质量交换;计算预测的燃烧室侧壁、上壁、下壁压力均与实验值吻合得较好。     

小尺度空间内对撞射流雾化场特性实验研究

为了研究小推力液体火箭发动机燃烧室的喷雾燃烧特性,设计了小尺度模拟燃烧室和对撞射流喷嘴,利用多普勒相位粒子动态分析仪(PDA),观测了对撞射流在小尺度空间内的喷雾,重点观测了喷雾压力对于雾化特性参数的影响。实验结果表明:测量截面与喷嘴的距离越远,液滴平均直径越大,轴向速度越小;测量点到中心轴的距离越远,液滴轴向速度越小,径向速度波动越大;喷雾压力越大,液滴平均直径越小,轴向速度越大。由于受到壁面的影响,径向速度的周向分布在不同的喷雾压力下和测量点位置上的差异不明显;模拟燃烧室内液滴平均直径大于大气环境下的液滴平均直径,两者差值随着喷雾向下游发展而增大;模拟燃烧室对于液滴轴向速度影响较小,而对于液滴径向速度影响较明显。     

含能液滴在对流环境中着火燃烧特性研究

研究单元液体推进剂ＬＰ１８４６液滴在高温对流环境中着火、燃烧的特性。给出液滴从受热到燃尽全过程的时间序列照片。定量测试液滴着火、燃烧的特征参数，探讨了液滴的微爆机理，并建立了液滴着火的简化工程计算模型。     

添加有机氟化物的固体复合推进剂对EPDM绝热材料烧蚀特性研究

分别在三组元、四组元固体复合推进剂的基础上制备了添加有机氟化物(OF)的高铝含量(18%)固体复合推进剂,利用高过载烧蚀模拟发动机考察了燃烧室压强为7MPa的条件下,上述推进剂对于三元乙丙橡胶绝(EPDM)热材料的烧蚀特性。结果表明,在OF为3%取代添加量的情况下,添加OF的推进剂配方相比于常规空白配方,对绝热材料的最大线烧蚀率可降低30%以上;对于四组元推进剂,含有OF的推进剂燃烧还能够有效抑制燃烧室的凝聚相沉积。实验通过分析推进剂的燃面特性、高过载烧蚀模拟发动机燃烧室沉积物组成、试验后绝热材料表面炭层结构、推进剂包覆材料表面沉积物形貌,探讨了配方中OF对于降低推进剂烧蚀特性的机理。分析认为,由于添加OF的推进剂燃烧能够形成粒径更小的凝聚相燃烧粒子,从而降低了它们在发动机流场中的动量,进而抑制其对于绝热材料的冲刷作用,致使烧蚀特性下降。     

固体火箭超燃冲压发动机性能试验

为了研究发动机构型、推进剂类型和当量比对固体火箭超燃冲压发动机的性能影响,选取了3种固体火箭超燃冲压发动机燃烧室构型,分别使用碳氢推进剂和含硼质量分数35%推进剂共计开展了8次地面直连试验。试验模拟了23 km、马赫数5.5的飞行工况,通过测量推力、流量和压力等参数,得出了超声速燃烧室和发动机的整体性能参数,进而研究了发动机构型、推进剂类型以及当量比3个关键因素对固体火箭超燃冲压发动机的性能影响。结果表明：带有凹腔-支板组合装置的燃烧室构型虽然冷流内阻最大,但试验燃烧效率和比冲性能最优。针对带有凹腔-支板组合装置的燃烧室构型,使用碳氢推进剂的发动机性能整体优于使用含硼质量分数35%推进剂对应的性能参数;使用碳氢推进剂的极限掺混当量比大于0.7,而使用含硼质量分数35%推进剂的极限掺混当量比在0.65附近。这是由于相对碳颗粒,硼颗粒在超声速气流中燃烧组织更为困难导致的。相对于使用碳氢推进剂,使用含硼质量分数35%推进剂的一次燃烧产物更容易在喉部沉积,其燃气发生器压力曲线也存在更多峰值振荡的现象。在所研究的试验当量比范围内,使用碳氢推进剂的燃烧效率峰值约0.82,此时对应内推力比冲峰值约6...     

液体火箭发动机燃烧室燃烧效率计算理论

本文提出了一个高压液体双组元自燃推进剂火箭发动机燃烧室计算模型。利用此模型对特种发动机燃烧室不同工况进行了计算,所得结果和各参数变化规律与试验数据相符合。该模型能将燃烧历程与燃烧室结构参数、工作参数、推进剂特性等关联起来,因而可为燃烧室设计提供理论予测。      

双推进剂端面燃烧发动机的燃烧特性和弹道性能

端面燃烧发动机的药型简单、装填密度也高.但是这种装药燃烧室有很多不利因素,所以端面燃烧仍较少采用.如今保护金属壳体而加厚隔热层,致使总的性能下降;为了使低空发射的飞行器具有足够的加速度,需要高比冲和高燃速推进剂,而高燃速复合推进剂的压力指数一般都大,使推进系统在燃烧室压力变化时反应很敏感.双推进剂药柱方案(图1),可以克服端面燃烧发动机的弱点.     

基于ADN基液体推进剂的无毒可贮存空间发动机

对一台基于ADN基液体推进剂的无毒空间发动机进行了试验研究。通过三维PDA(Phase Doppler Anemometry)综合测量系统,获得了发动机喷注器的雾化性能,得到了喷注器雾化液滴空间上的双分支分布以及液滴尺寸上的双峰状分布;通过高空模拟热试车试验,对于发动机的稳态、脉冲工作性能、工作过程中包含的催化分解及燃烧反应特性有了深入理解,研究了发动机启动时燃烧室内的建压和温度抬升过程,揭示了ADN基发动机在点火过程中体现出的点火延迟特性。     

基于ADN基液体推进剂的无毒可贮存空间发动机试验研究

对一台基于ADN基液体推进剂的无毒空间发动机进行了试验研究。通过三维PDA(Phase Doppler Anemometry)综合测量系统,获得了发动机喷注器的雾化性能,得到了喷注器雾化液滴空间上的双分支分布以及液滴尺寸上的双峰状分布;通过高空模拟热试车试验,对于发动机的稳态、脉冲工作性能、工作过程中包含的催化分解及燃烧反应特性有了深入理解,研究了发动机启动时燃烧室内的建压和温度抬升过程,揭示了ADN基发动机在点火过程中体现出的点火延迟特性。     

膏体推进剂冲压发动机一次燃烧试验

针对额定流量和流量调节条件下膏体冲压发动机一次燃烧组织稳定的要求,提出了一种燃面自适应燃烧组织模式,设计了一次燃烧组织试验系统,进行了一次燃烧组织试验。试验结果表明,推进剂输送稳定,点火时序和推进剂输送时机合理,防回火措施有效,燃烧室压强经过调整后能够稳定在设计值附近。燃面自适应燃烧组织模式可以实现燃面的自适应调节,使推进剂输送和燃烧保持平衡,保证发动机的一次燃烧稳定。     

氢氧涡流燃烧推力器设计方案仿真研究

涡流燃烧冷壁液体火箭发动机具有燃烧室侧壁温度低的特点,在高空或空间氢氧推力器应用方面很有优势,但是喷管喉部高温限制了它的应用.本文对以气氢气氧为推进剂的涡流燃烧冷壁发动机的设计方案进行了仿真研究,指出涡流工质的选择是燃烧室设计的首要问题,应根据燃烧反应总包方程,以体积流量较大的推进剂作为涡流工质,而并非一定是氧化剂.氢...