变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述

为总结变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的研究成果和梳理未来的发展方向,本文综述了该领域的研究进展。首先介绍了针栓喷注器的基本概念和研究意义,然后从设计原理、工程研制、雾化特性和燃烧特性等方面介绍了针栓喷注器的研究历史和现状,最后展望了针栓喷注器的发展趋势及需要研究的一些科学问题。分析表明,液液针栓喷注器、气液针栓喷注器的雾化特性和燃烧特性都还需持续开展研究。雾化特性中特别需要关注的是雾化角、混合特性和下漏率,还要探索针栓喷注器在反压下的雾化特性。燃烧特性中需要深入研究温度分布、火焰结构和燃烧稳定性。     

固液混合火箭发动机高效喷注燃烧技术发展与应用

固液火箭发动机通常采用液体氧化剂和固体燃料作为推进剂组合,是一种具有良好应用前景的火箭动力系统。氧化剂喷注燃烧特性是固液火箭发动机性能和可靠性的决定性影响因素之一。按照喷注介质的物理聚集态,固液火箭发动机常用气体喷注器和液体喷注器两类。气体喷注器的典型喷注介质为气氧(GOX)、催化过氧化氢(H₂O₂),液体喷注器的典型喷注介质为液氧(LOX)、高浓度H₂O₂、氧化亚氮(N₂O)。对国内外研究机构开展各类喷注器的高效喷注燃烧技术的代表性研究进行了分类介绍,对其典型探索性工程实践中使用的氧化剂喷注方案进行了梳理总结,分析归纳了固液火箭发动机高效喷注燃烧的主要关键技术,即氧化剂喷注稳燃技术、喷注流场高效药柱传热技术、喷注流场高效推进剂掺混技术、喷注结构长时间热防护技术。     

气/液同轴旋流式喷嘴雾化特性实验研究

应用激光相位多普勒粒子分析仪，对液体火箭发动机气/液同轴旋流式喷嘴进行了冷流模拟实验研究，获得具有工程应用价值的实验结果。进而分析了该型喷嘴的雾化机理和雾化特性，给出雾化粒径经验关系式。     

固体火箭发动机燃烧、热结构与内流场国防科技重点实验室

流场诊断研究系统 主要开展火箭发动机流场冷流模拟、喷嘴雾化及相关领域的两相流特性研究。实验系统由三维光纤激光相位多普勒粒子分析仪、气源系统、小型超音速风洞、冷流模拟实验装置及压强与流量测量系统等组成。     

撞击式喷注器液体火箭发动机燃烧不稳定性机理

本文对燃烧过程进行探索,而燃烧过程决定了液体火箭发动机的燃烧不稳定性.为了深入地阐明燃烧不稳定性机理,采用一种能够准确预测各种擅击式喷注器的推力室最可能维持的燃烧不稳定性振型的经验相关式,与特征时间分析法结合,形成一个燃烧稳定性的试验研究大纲.在初步研究结果的基础上,对撞击式喷注器射流的雾化特点进行广泛而深入的研究.在冷试中测量了液雾扇破碎长度、液滴尺寸分布以及雾化频率.观测到三种非常有意义的现象:雾化频率与稳定性相关式所预测的最可能发生的燃烧不稳定性的频率相似;随着平均液滴直径尺寸的增加,所预测的稳定燃烧的裕度相应增加;随着液滴尺寸分布的散布度的增加,所预测的稳定燃烧的裕度也相应增加.这些所观察到的现象与燃烧不稳定性理论相当一致,从而说明,周期性的雾化过程和高的能量释放密度是燃烧不稳定性机理中的两个关键因素.     

液体火箭发动机针栓喷注器雾化燃烧技术研究进展

针栓喷注器具有结构简单、可靠性高、燃烧稳定,可实现深度节流、面关机、机构可按比例缩放、成本低等显著优点,以其为基础的推力调节技术是一种实现液体火箭发动机变推力方案的有效途径,得到了广泛的应用。基于国内外针栓喷注器及针栓式发动机技术的发展现状和应用实例,着重从喷注器雾化性能和发动机燃烧流动问题2个方面进行了分析,在此基础上提出了对喷注器及发动机技术研究方向和研究重点的建议。     

推进剂喷注器动态特性对燃烧稳定性及效率的影响

本论文对推进剂喷注器动态特性及高能燃烧室中喷注器不稳定工作对燃烧稳定性和效率影响的研究结果进行了综合评述。已经发现,燃烧室中的工作过程随喷注器幅频和相频特性变化的响应可以作为认识不稳定机理的判断依据。利用改变喷注器动态特性而不改变喷注和混合过程稳定因素的方法,已逐步发展了一些获得稳定性的计算方法。充分的研究表明,自激的或诱发的喷注器不稳定工作都可导致雾化和混合过程的充分变化,并能提供一个更均匀、可燃烧的混合物,同时也延长了燃烧区。     

直流自击式喷嘴雾化特性研究

直流自击式喷嘴广泛应用于液体火箭发动机喷注器,但对于其雾化机理及特性的研究基本上都是建立在冷态试验和发动机热试车的基础之上.从喷嘴射流的受力分析着手,建立了射流破碎的物理模型,计算中考虑了影响该型喷嘴雾化特性的主要因素,并与相关实验结果进行了对比分析,说明了该物理模型具有一定的参考价值.该模型可以在燃烧流场计算时作为雾化初始条件使用.     

液体火箭发动机的稳定性试验

叙述的一种实验装置,可用来研究可贮存液体发动机的喷射区对声学干扰的整体响应特性.这一装置是以ONERA(法国国立宇航研究所)已成功地应用在固体火箭发动机中的方法为基础的.其中包括了用间歇调制喷管喉径的方法使一台模型小火箭的周期性振荡频率接近其一次纵向振型.在此情况下的喷射区的响应特性是由测量其一次纵向振型压力振荡的阻尼值来定量的,在以前的一篇文献中业已证明:在一台小型液体火箭发动机中,有可能触发出其一次纵向振型,并精确地测出不同阻尼值与参数变化之间的关系,例如用不同的喷注器、燃烧室压力、不同种类的燃料及喷管进口截面比等变化情况.这些实验采用了轴向喷注器,并假定推进剂的喷射和燃烧主要是受声压振荡干扰的(压力耦合).叙述在沿燃烧室全长的一半处装有径向喷注器的火箭发动机试验.试图用这种方式使喷雾和燃烧区受到声速扰动(速度耦合).并研究各种喷注器型式、燃烧室压力和燃料对声速扰动的影响.其间曾出现过若干自然的燃烧不稳定现象.还叙述用轴向喷注器进行的一些补充试验.对这两类实验结果加以比较即能鉴别压力耦合和速度耦合的不同特性.从某个技术角度看来,如果证实这类小型火箭发动机所获得的实验结果能转用于大型发动机,那么这种实验装置对研究液体火箭发动机的不稳定燃     

隔板喷嘴排列方式对推力室燃烧流场影响研究

针对液氧煤油液体火箭发动机,采用全尺寸六分之一网格,设置周期性边界条件的简化模型,计算得到了喷注器面径向隔板喷嘴交错排列时推力室内三维非稳态两相湍流燃烧流场分布,与全尺寸网格计算结果基本一致,验证了算法与简化模型的有效性,并与喷注器面径向隔板喷嘴直线排列时推力室燃烧流场计算结果进行了对比.结果表明,采用全尺寸六分之一网格,也可较好地数值模拟推力室内燃烧流场;径向隔板喷嘴交错排列,不但有利于延长煤油和氧气的混合时间,使混合更加充分,提高燃烧效率和燃烧室压力,而且可增加喷嘴空间分布的均匀性,使燃烧室中雾化粒子分布更均匀,从而提高温度分布的均匀性.     

航天动力发展的生力军——液氧甲烷火箭发动机

液氧甲烷火箭发动机具有成本低、性能好、重复使用、维护方便等优点,是极具发展潜力的未来航天动力。北京航天动力研究所在十一五期间开展了60t级液氧甲烷火箭发动机原型样机研究。进行了甲烷液氧气液缩尺喷注器燃烧试验和甲烷液氧液液喷注器低混合比燃烧试验,了解了甲烷液氧的燃烧特性、点火特性等。开展了涡轮泵和阀门等组件适应性研究。研究表明,液氧甲烷发动机燃烧稳定性好,易于维护,是未来航天的理想动力选择之一。     

液体火箭发动机初始雾化液滴分布预测

在简要描述使用最大熵原理预测初始雾化液滴分布的基础上,发展了较传统方法具有更大收敛域的数值计算方法,建立了离心式喷嘴雾化特性研究实验台,使用激光相位粒子分析仪进行了雾化粒径分布研究,结果显示实验数据同使用最大熵原理预测的分布吻合性较好,在此基础上最后提出了在液体火箭发动机雾化粒径分布预测应用中的策略。     

旋流式气／液同轴喷嘴常压雾化燃烧实验研究

利用相位多普勒粒子分析仪,对两种旋流式气/液同轴喷嘴进行了模拟实验研究,获得了冷流模拟条件下和常压燃烧条件下的喷嘴雾化参数分布,以及常压下喷雾流稳定燃烧的条件,分析了该型喷嘴的常压雾化燃烧特性.同时,使用红外热像仪测量了常压条件下喷雾流燃烧的温度分布,分析了火焰结构,定性研究了喷嘴形式和工况对燃烧性能的影响.     

RP-1/GO_2/GH_2三组元推进剂的燃烧性能

本文采用试验方法评估了火箭发动机燃烧室内 RP—1/GO_2燃烧时喷入气氢所产生的燃烧性能和稳定性。三组元、涡流同轴式单喷注单元安装在25.4mm 的六角形横截面的散热燃烧室内。模块化的喷注器能够控制动量比及随后的推进剂雾化和混合。在不同的混合比、喷射速度和室压下,完成了84次试验,其中部分试验加入了总燃料质量的10%的氢。记录了燃烧性能(C)、燃烧效率(ηc)和高频动态室压。在 RP—/O_2燃烧场中喷入10%的氢可以提高效率、改善稳定性并降低固态碳,火箭燃烧室热点火试验结果表明,在类似的工况下燃烧效率平均从92%增加到97%,燃烧室内的高频压力测量指出声学强度显著下降,总声学功率降低了9倍,在燃烧室一阶纵向频率处平均功率谱密度(PSD)从1.10降至0.15(psi—rms~2/Hz)。除了这些结果以外,加入氢后,积累在室壁上和排气羽流中的固态碳大大减少。这些结果与喷注器类型、氢的喷注位置和喷注动量的关系表明,加入氢将使 RP—/O_2的喷注动力学过程发生变化。     

单股自由圆射流撞壁雾化实验

利用直流撞击式喷注器组织燃烧的发动机推力室喉部材料耐温极限制约了发动机燃烧效率提升,一种新型高性能直流冷壁式喷注器可以解决这一问题,为了指导这种新型喷注器的设计,从射流撞击雾化实验出发,探索了圆射流撞壁雾化规律。采用高速摄影捕获溅射雾化场整体形态,利用收集法测量溅射雾化率,选用PDA和PIV分别测量溅射液滴粒径及速度矢量。研究结果表明:射流撞壁后存在溅射,溅射液滴局部呈现螺旋状,液滴粒径为几十微米量级,溅射雾化率随撞击距离的变化规律可分为4个典型阶段:初始段、发展段、稳定段、衰减段,湍流动能为溅射雾化率的决定因素。     

液氧煤油补燃发动机喷注器高频燃烧不稳定性的试验研究

针对液氧煤油高压补燃循环发动机高频燃烧不稳定性这一突出问题,建立了喷注单元的低压高频燃烧不稳定性模拟试验系统,使用气气推进剂。利用相似准则设计了缩比燃烧室,研究了全尺寸气液同轴式喷注器的结构尺寸和工作参数对燃烧稳定性的影响。结果表明,激发高频燃烧不稳定性时火焰变短,燃烧室压力出现大幅振荡并伴随啸叫;喷注器缩进室长度对燃烧稳定性裕量有很大影响并存在相对最佳值。试验结果可以指导发动机燃烧室的燃烧稳定性设计和评估,在发动机研制初期筛选燃烧稳定性相对最好的喷注器结构。     

增强大推力火箭发动机燃烧稳定性裕度的方法

针对重型运载大推力液体火箭发动机自发激励高频燃烧不稳定性的技术风险,总结和分析了影响大推力液氧煤油火箭发动机燃烧稳定性裕度的因素,主要包括燃烧室声学固有频率、燃烧室结构和喷嘴几何结构。结果表明:发动机喷注器附近的推进剂燃烧区、燃烧室收敛段对燃烧室声学固有频率有较大影响;燃烧室长度为燃烧室直径的0.205倍或0.205的奇数倍时有相对最好的燃烧稳定性;气液同轴式喷嘴长度为燃烧室一阶切向振荡频率的0.5倍时,能传递最大的振荡能量。最后,提出了一种增强燃烧稳定性裕度、避免出现切向振型高频燃烧不稳定性的燃烧室设计方法。     

高压氢氧火箭发动机推力室燃烧稳定性分析

针对高压氢氧火箭发动机推力室不设置隔板喷嘴和声腔的结构方案,利用火焰传递函数+低阶声学模型的解耦预测仿真方法,分析了不同喷注参数和结构参数下燃烧室的燃烧稳定性裕度。采用非定常雷诺平均NS方程(URANS)计算同轴直流喷嘴非稳态燃烧过程以获取火焰传递函数,其中采用Soave Redlich Kwong(SRK)状态方程计算密度等物性参数;考虑到同轴直流喷嘴的火焰长度与声波量级相当,采用分布式火焰结构进行火焰传递函数建模。采用商业软件COMSOL计算加载了火焰传递函数的燃烧室声学模态,使用模态增长率为评定标准,预测燃烧不稳定性。结果表明,给定不同燃气/氧喷注速度比、混合比、相对喷嘴压降、缩进深度比、富氢燃气喷前温度等各工况下,预测得到的燃烧室均未出现燃烧不稳定现象。在推力室设计中通过增加燃气/氧喷注速度比或降低燃烧室混合比,有利于提升燃烧稳定性裕度。所做工作为高压氢氧火箭发动机喷注器设计及燃烧稳定性裕度评估提供参考。     

飞行器的一种控制执行机构——变推力火箭发动机调节系统性能分析

本文介绍一种可用于飞行器控制系统中的动力装置——变推力火箭发动机的系统方案。根据控制系统的要求,对发动机可调文氏管——喷注器系统的结构参数选择和设计,推导出数学表达式,并对这种发动机控制系统的动态性能和稳态性能加以分析。变推力液体火箭发动机,通常都是利用改变推进剂的秒流量来实现推力调节,其方案可利用喷注器流通截面的变化,或者在发动机供应系统中设置流量调节器,改变流量达到推力调节的目的。但是比较完善的方案是发动机供应系统和喷注器系统对推进剂的流量都进行调节。供应系统中的调节器用来调节推进剂的流量和组元混合比,喷注器流通截面的变化保证推进剂的喷射速度和雾化质量。供应系统中的流量调节器通常是采用可调节流量文氏管。在一般文氏管中加上一个可沿文氏管中心线移动的同心锥,调节锥的纵向移动改变文氏管的流通截面积,调节推进剂的流量。并且文氏管往往处于汽蚀状态下工作。     

RBCC燃烧室冲压模态数值模拟及试验验证

为了探究煤油燃料火箭基组合循环(RBCC)发动机燃烧室在冲压模态下的燃烧特性,构建了一套仿真计算方法用于预测、分析燃烧室内流动及燃烧过程。以带支板喷注器、单凹腔火焰稳定器RBCC燃烧室为例,开展了冲压模态下的内流场三维数值模拟,计算得到的壁面压力曲线与地面试验及飞行试验结果符合良好。分析燃烧室压力、马赫数、燃气组分等参数可以发现：当前燃烧室结构能够实现冲压模态下液体煤油燃料的稳定、高效燃烧;与冷流相比,压升可达5倍以上;支板能够有效提高煤油燃料的掺混能力;火箭安装台阶下游存在利于燃烧和火焰稳定的回流区;通过调整凹腔、支板等喷注器供油规律,可提高来流氧气的利用率,实现更为充分的燃烧。