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。     

液氧/煤油补燃火箭发动机整流栅应用研究

介绍了液氧/煤油补燃火箭发动机整流栅的各种结构,简要叙述了空气吹风模拟试验研究方法与研究结果。利用Fluent软件对燃气弯管内流场进行了数值模拟,分析其流动与压力分布。建立了发动机整流栅声学特性的计算模型,采用变步长四阶龙格-库塔数值逼近方法计算声导纳,并对整流栅抑制高频燃烧不稳定性的机理进行了初步探讨。结果表明,整流栅除了影响燃气入口总压的均匀性之外,还可起到抑制高频燃烧不稳定性的作用。     

液氧煤油气液同轴直流离心式喷嘴的声学模拟实验研究

气液同轴直流离心式喷嘴对补燃发动机燃烧室高频燃烧稳定性有显著影响。为研究气液同轴直流离心式喷嘴的声学特性,在大气环境条件下进行了单喷嘴声学模拟实验。通过安装在模拟燃烧室外侧的扬声器激发声学振荡,利用声学探针测量燃烧室内的声压,获得了喷嘴长度、节流嘴直径对燃烧室声学特性的影响规律,确定了喷嘴长度与节流嘴直径的选取原则。     

真空环境下液体射流雾化特性的实验研究

为研究真空环境下液体的雾化特性及其影响因素,建立了真空环境喷雾实验系统。用水模拟液体推进剂,真空环境舱的初始真空度小于10Pa,采用高速动态分析系统测量了喷雾场。结果表明,真空环境下液体射流的闪蒸是其破碎与雾化的主要因素之一;喷射速度较低时喷口发生结冰现象;随着喷射雷诺数的增大,破碎长度变长而雾化锥角减小;喷射速度相同时,喷嘴直径增大,破碎长度和雾化锥角随之增大。     

超音速探针结构对测量精度影响的数值研究

为探讨超音速来流中总压、静压探针的开口形式对其测量精度的影响,获得高精度的总压、静压探针结构参数,采用FLUENT商业软件研究了内倒角、半球头、外倒角三种开口形式的总压探针在七种来流马赫数及三种来流偏角条件下的性能和三种开口形状的静压探针在七种来流马赫数条件下的性能.研究结果表明,数值模拟结果与风洞实验结果吻合较好,验...     

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...     

前置翼片式涡流发生器对燃烧室氢气燃料掺混特性的影响

超声速来流与燃料的充分掺混是超声速燃烧的关键技术，直接关系到吸气式高超声速推进系统的总体性能。本文通过在射流口前安装翼片式涡流发生器以促进燃料与空气的掺混。基于SST k-ω湍流模型的RANS方法，对带有翼片式涡流发生器的超燃冲压发动机燃烧室模型内氢气横向喷流冷流流场进行了数值模拟，对比分析涡流发生器高度和长度不同的条件下燃烧室内的流场结构、涡流强度、氢气与空气掺混特性、燃烧室总压损失的规律。结果表明，翼片式涡流发生器能够提高涡流强度并大幅提高燃烧室内的掺混性能。随着涡流发生器高度和长度的增加，流场结构间的干扰增强，导致涡流强度和穿透深度增加，从而提升掺混效率。与不安装涡流发生器情况相比，涡流发生器能提升氢燃料的穿透深度超过170%，减少燃料掺混距离70%以上。更加复杂的流场结构同时会增大燃烧室的总压损失，并随着涡流发生器高度和长度的增加而增大。相较于掺混性能的提升，总压损失的增大幅度相对小很多，说明通过合理的参数选择，翼片式涡流发生器能够有效提升燃烧室的掺混性能。