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随着高超声速飞行器的发展,未来高性能动力装置的燃烧室温度和压力将越来越高,当燃烧环境达到超临界时,液态燃料的蒸发和燃烧过程将涉及高梯度传热传质和临界相变等复杂因素,使得雾化、蒸发和燃烧规律发生改变。本文对燃料液滴在超临界环境中蒸发和燃烧的相关研究进行了综述,总结了已有的重要研究成果,阐述了研究中急需解决的关键问题,为后续深入研究提供参考。 相似文献
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为了研究基于液态燃料的爆震波点火技术,进行了一系列液态煤油/氧气爆震波点火实验。实验中氧气和煤油的供给压力分别为1.0 MPa和0.7 MPa,火花塞点火能量为50 mJ。研究了两相爆震波点火技术的基本特性,实验表明:采用低点火能量能够快速产生充分发展的爆震波,煤油/氧气爆震压力可达4.0 MPa,爆震波速度可达1500 m/s到2001 m/s,尾焰温度约为2075 K。开展了两相爆震波由单管向多管传播的实验,验证了两相爆震波多管点火技术的可行性,目前可实现四管同步点火。实验显示两相爆震波点火技术重复性强,多管点火具有较好的同步性,时间差别为几十个微秒量级,适用于多燃烧室液态火箭发动机的同步点火。 相似文献
73.
U型方管中爆燃向爆震转变特性实验研究 总被引:4,自引:0,他引:4
以脉冲爆震发动机(PDE)用曲管爆震燃烧室为应用背景,对气相(乙烯/空气)燃烧波在U型方管实验器中的传播过程进行了实验研究。通过改变实验器中弯曲段进口气流入射激波强度,基于弯曲段内压力、波速的测量及高速摄影实验得到了U型方管实验器中半圆型弯段内的爆燃向爆震转变(DDT)特性。结果表明,弯曲段中DDT特性受到入射激波速度的影响:当入射激波速度小于794m/s(43.6%VCJ,VCJ为理论Chapman-Jouguet爆震波速),在弯曲段内不能形成爆震;当入射激波速度介于870~908m/s(47.8%VCJ~50.0%VCJ)之间,弯曲段内首先会产生局部爆炸,并最终形成爆震;当入射激波速度大于934m/s(51.3%VCJ),爆燃波可以直接在弯曲段入口转化为爆震波。 相似文献
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为发展一种基于多循环爆震试验的新的脉冲爆震发动机结构设计方法,以汽油为燃料、空气为氧化剂,在内径为50mm的脉冲爆震发动机模型内产生了充分发展的脉冲爆震,根据试验结果对脉冲爆震发动机的结构参数进行了设计,设计结果更接近工程实际。研究发现,当发动机结构尺寸一定时,决定推力壁压力等效作用时间的经验常数K不是一个定值,而是随爆震频率的增大按一定函数关系减小,当爆震频率增大到一定程度时,经验常数的变化幅度逐渐减小并最终趋于常值3.90。根据得到的经验性的函数关系计算出单次爆震的经验常数K为5.35。 相似文献
78.
目前以碳氢燃料与空气可爆混合物的直管爆震室存在较长的爆燃向爆震转变(Deflagration to Detonation Transition,简称"DDT")距离,从而导致发动机整机长度过长等问题。为解决此问题,采用8种螺旋构型的爆震管替代现有国内外普遍研究的直管构型的爆震管进行了一系列实验。首先对不同螺旋结构的爆震管进行冷态流阻特性实验,得出了螺旋结构参数和流阻的关系;再结合冷态实验结果,选取4种螺旋结构进行了热态爆震实验。实验结果表明,所有螺旋结构均可获得充分发展的爆震波;螺旋爆震管缓燃向爆震转变时间随螺旋中轴线曲率半径增加而减小;相对于长2.0m的直管爆震管,螺旋爆震管DDT时间缩短了0.415~0.589ms,DDT距离沿螺旋线方向缩短了0.35m,爆震管轴向长度缩短了0.78~1.28m。 相似文献
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80.