推力室状态对其声学振型及其阻尼特性的影响

为确定工程中冷态条件下获得的推力室声学特性能否表征真实条件下的声学特性,研究了冷态无流动、热态气相流动和湍流两相燃烧三种状态下推力室声学振型及其阻尼特性。在推力室稳态流场中的有限区域施加数值定容弹,激发其具有多模态声学振型的大幅值压力振荡,采用衰减时间和半带宽来定量评价所激发的不同声学振型压力振荡衰减快慢,进而获得其阻尼特性。在相同过载比的数值定容弹激励下,在冷态条件下能激发包含更多声学振型压力振荡,且该振荡衰减时间更长,相同振型压力振荡衰减比热态条件下慢。在冷态条件下,一阶切向振型振幅最大,为最容易被激发声学振型;一阶纵向振型半带宽最小,为最难衰减的振型。在热态条件下,一阶纵向振型为最容易激发声学振型,也为最难衰减声学振型。从所激发的主要振型及其相对衰减的快慢来看,冷态条件下获得的声学特性能够表征真实条件下的推力室的声学特征。     

有声腔推力室的声学振型及其阻尼特性研究

为确定多声学模态压力振荡条件下带有1/4波长管声腔推力室的声学振型及其阻尼特性,揭示1/4波长管声腔对推力室压力振荡的抑制作用机理,对有声腔推力室和无声腔推力室进行近圆周壁面的定容弹激励仿真,激发了多模态的声学振型,给出了推力室压力分布的时空演化,并采用半带宽法定量评价每个激发声学振型的阻尼特性.结果表明:1/4波长管...     

具有气液同轴喷嘴的液体火箭发动机燃烧室压力振荡及其声学特性研究

为探究液氧/煤油液体火箭发动机气液同轴喷嘴模型燃烧室具有良好稳定性的原因,采用非稳态雷诺平均（URANS）方法数值研究了其燃烧不稳定性和声学特征。两相燃烧条件下,燃烧室压力振荡幅值约为室压的10%左右、最大不超过25%,且以纵向和横向振型为主。一周六径隔板对横向振型具有很强的抑制作用,但对纵向振型影响较小。与液-液撞击式液氧/煤油发动机模型燃烧室相比,本文研究的燃烧室中煤油液滴没有发生超临界蒸发现象,第三邓克尔数较小,诱发燃烧不稳定性的激励源较弱。进一步通过数值定容弹激发了燃烧室多模态声学特征压力振荡,并得到了其振荡特征频率、幅值和衰减率。结果表明,气喷嘴具有四分之一波长喷嘴特征,能显著减小目标振型的幅值,而集气腔对纵向振型具有很强的抑制作用,同时对其他振型也有程度不同的抑制效果。因此,较弱的燃烧不稳定性激发机制以及隔板、气喷嘴和集气腔对纵向和横向振型很强的抑制作用,使得该液氧/煤油发动机气液同轴燃烧室具有很好的稳定性。     

液体火箭发动机切向不稳定燃烧数值分析模型

建立了液体火箭发动机切向不稳定燃烧数值分析模型并进行了初步分析。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,并应用等效矩形燃烧室模型及双参数不稳定燃烧模型,通过模拟计算压力扰动波的传播过程考察了发动机燃烧稳定性。     

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。     

低压工况下10N姿控推力器燃烧室工作过程仿真

描述了发动机燃烧室工作过程仿真模型的主要参数,应用此模型对10N推力器在不同供应管路压强条件下燃烧室的脉冲工作过程进行了仿真.对比分析了长脉冲和短脉冲两种工作模式下管路压强逐渐降低时燃烧室压强、推力等参数的变化规律.通过长脉冲工况的仿真理论推力与实验测量推力反推出管路压强为1.48,1.0,0.6MPa时推力效率分别为94%,91%和90%.短脉冲工况仿真结果表明:管路压强为0.4MPa时推力器已经无法正常点火,应避免推力器工作于此工况.d:\PDF\.pdf      

气喷嘴和声腔对燃烧室声学特性的影响

为了掌握气喷嘴和声腔对燃烧室声学特性的影响规律以及解释声学实验中出现的切向频率分化现象的内在机理,采用声学有限元方法(FEM)并在单喷嘴声学模拟实验验证的基础上,从固有频率和声压分布角度分析了气喷嘴长度、声腔长度和节流嘴直径对燃烧室声学特性的影响规律,利用声压分布成功地解释了实验中出现的频率分化现象。结果表明:当燃烧室某阶切向振型频率与喷嘴1阶纵向振型频率相等时,喷嘴由于共振将切向振型声压幅值极值点附近的能量转移到喷嘴中,改变了燃烧室原切向振型的声压分布,因此在声学实验中产生切向频率分化现象;气喷嘴长度与节流嘴直径之间存在着耦合关系,在液氧煤油补燃发动机喷嘴设计阶段可进行组合参数匹配优化。      

Study of working process instability in the two-chamber solid-propellant rocket engine

The mechanism of low-frequency acoustic instability generation in the two-chamber tandem solid-propellant rocket engine is studied numerically using the Davydov method (the method of large particles). The calculation results are in a good agreement with the experimental data. The gasodynamic nature (that is essentially nonlinear) of low-frequency acoustic fluctuations of pressure and thrust connected with the structure and pattern of the flow in the rocket engine combustion chamber is corroborated.     

复杂装药固体火箭发动机工作过程中阻尼特性分析

为了获得复杂装药发动机工作过程中阻尼特性的变化规律,首先利用有限元分析方法对不同工作时刻时的燃烧室声腔结构进行了数值仿真计算,得到复杂装药发动机工作过程中的声模态及其变化规律;基于此,计算并分析了复杂装药发动机装药燃烧过程中常见阻尼因素的变化规律,结果表明,喷管阻尼系数与壁面阻尼系数占总阻尼系数百分比逐渐减小,相反微粒阻尼系数占总阻尼系数的百分比逐渐增大,在发动机工作后期,发动机阻尼系数最小,从而导致发动机后期的工作稳定性较差,小扰动易被扩大为大扰动; 在发动机的所有阻尼中,喷管阻尼在发动机工作初期起主导作用,而微粒阻尼在工作后期起主导作用。     

流场不均匀对液体火箭发动机纵向振荡燃烧影响及控制

针对常温推进剂发动机推力室再生冷却和撞击式喷注器结构,分析了推力室身部与喷注器对接部位的流场特性,对流场均匀性进行了实验测量。结果表明：推力室身部再生冷却通道出口压力存在约0.15 MPa周向不均匀。身部出口节流显著提高局部流速,使喷注器面氧化剂湍流度和不均匀性增加,进而改变燃烧特性。通过撞击喷注单元雾化试验,获得了18 m/s的推进剂入口边界流速。基于喷注器流场均匀性,提出控制推进剂流速,降低不均匀性,进而抑制纵向高频燃烧不稳定性的控制方法。发动机热试结果表明,采用（15±1） m/s的推进剂入口流速,控制方法抑制了纵向高频燃烧不稳定性。     

Thermal state calculation of chamber in small thrust liquid rocket engine for steady state pulsed mode

This paper presents a method of thermal state calculation of combustion chamber in small thrust liquid rocket engine. The goal is to predict the thermal state of chamber wall by using basic parameters of engine: thrust level, propellants, chamber pressure, injection pattern, film cooling parameters, material of wall and their coating, etc. The difficulties in modeling the startup and shutdown processes of thrusters lie in the fact that there are the conjugated physical processes occurring at various parameters for non-design conditions. A mathematical model to predict the thermal state of the combustion chamber for different engine operation modes is developed. To simulate the startup and shutdown processes, a quasi-steady approach is applied by replacing the transient process with time-variant operating parameters of steady-state processes. The mathematical model is based on several principles and data commonly used for heat transfer modeling: geometry of flow part, gas dynamics of flow, thermodynamics of propellants and combustion spices, convective and radiation heat flows, conjugated heat transfer between hot gas and wall, and transient approach for calculation of thermal state of construction. Calculations of the thermal state of the combustion chamber in single-turn-on mode show good convergence with the experimental results. The results of pulsed modes indicate a large temperature gradient on the internal wall surface of the chamber between pulses and the thermal state of the wall strongly depends on the pulse duration and the interval.     

SMC燃烧模式下引射火箭性能影响因素的实验研究

1引言为了降低航天发射费用,迫切需要提高有效载荷在航天器起飞质量中所占的比重。使用吸气式发动机,提高推进剂比冲成为一条有效的途径。为了使吸气式发动机适应航天发射所要经历的宽马赫数区间,使用组合循环推进(CCP)成为必然的选择。引射火箭是组合循环推进在低速起飞阶段的     

再燃室布局对基于固体火箭引射式发动机性能影响研究

为了降低靶机的生产成本,提高靶机发动机的推重比,建立了基于固体火箭引射式组合发动机模型,其结构包括固体火箭与再燃室,两者之间的布局可分为固体火箭内置式和固体火箭外置式,为了优化发动机布局结构,采用再燃室定量加热方法模拟发动机工作过程,分别对内置式及外置式布局发动机进行了数值计算。计算结果表明:在相同的入口引射面积条件下,随着加热量的增加,内、外置式发动机引射效率都降低,内置式布局发动机推力基本不变,外置式布局发动机推力逐渐增大,具有较高的推力及推力增益(最高达到39.3%);由此可知,外置式发动机具有更好的推力性能。为了进一步优化外置式布局发动机,分别计算了引射口尺寸L与固体火箭出口直径D之比(L/D)为1/6,2/6,3/6,4/6,5/6,6/6的六种工况。结果表明:随着L/D从1/6增大到6/6,引射效率、推力及推力增益呈现先增大后减小的趋势,在L/D为4/6时,发动机引射效率和推力达到最大,此时发动机性能最优。     

富氧补燃循环发动机启动过程

启动过程是液体火箭发动机研制中的重点和难点,解决大推力补燃循环发动机启动问题的主要措施应为:通过控制预燃室的燃料流量以有效地将预燃室的组元比控制在合理的范围内,并可以控制发动机的启动速率;燃烧室点火时预燃室应有较高的压力,同时应通过推力室燃料路的节流来减小燃烧室压力的上升速率;对于自身启动发动机,较高的入口压力有利于发动机启动。这些措施解决了富氧补燃循环发动机的启动问题,可供同类发动机的研制借鉴。     

火箭发动机泵后供应系统水力激振试验

为了研究某型发动机泵后供应系统的动力学特性,对全尺寸的氧泵后供应系统在中、高频范围内开展了水力激振试验。试验数据表明:供应系统的谐振特性被激发起来。在试验条件下,可以清晰地辨识出泵后供应系统的前4阶谐振频率和振型。第1阶谐振频率响应幅值最高,第2阶和第3阶相当,响应幅值次之,第4阶响应幅值再次之。在外界扰动下,该发动机泵后供应系统能够较容易地达到流体谐振状态,当外界扰动频率接近其谐振频率时,供应系统沿程脉动压力出现了明显的共振波形。在不同的谐振频率下,喷前腔位置均为压力振荡的波节位置,也即为流量振荡的波腹位置。      

影响液体火箭发动机比推力的因素

介绍液体火箭发动机采用大比推力对提高导弹经济性的作用，论述推进剂性质，燃烧室压力，氧化剂剩余系数对液体火箭机动机比推力的影响及选用范围。     

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.     

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.      

固体火箭发动机燃烧稳定性预估的三维通用计算方法

针对一个变截面开槽管状装药单室双推力发动机，讨论如何应用三维声学有限元分析来确定燃烧室内腔的声学特性，以及在此基础上进行发动机燃烧稳定性预估的三维计算方法，目的是为研制部门提供通用的软件。应用本文编制的计算程序进行试算的结果表明：（１）燃烧室内腔前１０阶固有振型的预估误差不大于３％；（２）该发动机的燃烧稳定性接近临界状态，与地面试车情况定性一致。最后，还就声学分析的验证，减少占用内存及计算机时，以及预估方法的进一步改进等问题做了必要的讨论。     

脉冲爆震火箭发动机和小推力液体火箭发动机的性能对比分析

为了了解脉冲爆震火箭发动机的性能优势,对比了脉冲爆震火箭发动机和小推力液体火箭发动机的推力和比冲,其中脉冲爆震火箭发动机的性能计算采用等容循环计算模型.结果表明:真空状态下,随燃烧室进口温度的升高,比冲增加不大;在推进剂和发动机结构尺寸相同的情况下,脉冲爆震火箭发动机产生的推力比小推力液体火箭发动机的多3.0倍至6.8倍,但比冲相当.