RBCC引射火箭模态二次燃烧实验

为了提高RBCC引射火箭模态的推力性能,探索热力壅塞对引射模态推力的影响,开展了二次燃烧实验研究。引射火箭采用二元支板结构,燃气发生器采用多个喷管以加强混合,二次燃料喷嘴为小流量直流自击式喷嘴。通过实验,获得了燃料的质量流率、燃料喷射位置和物理喉道面积对推力的影响。结果表明:合适的燃料流量和喷射位置可以在静态条件下产生推力增强。     

RBCC火箭引射模态热力壅塞研究

运用理论分析和实验研究相结合的方法对火箭引射模态下实现热力壅塞进行了研究.建立了用于实现热力壅塞可行性分析的理论模型,分析了燃烧室通道面积变化规律、加热方案、一次火箭与二次流掺混后的气流参数等对实现热力壅塞的影响,提出了判别能否实现热力壅塞的临界马赫数准则.理论计算和实验研究结果表明,碳氢燃料发动机在地面静止状态下难以实现热力壅塞,在一定飞行状态下可以实现热力壅塞.通过地面直连实验实现了来流马赫数为1.2条件下的热力壅塞及其主动控制,壅塞位置的调节范围达到了燃烧室长度的1/4.      

突扩燃烧室低频燃烧不稳定形成机理分析

突扩燃烧室在一定的工作条件下会出现燃烧不稳定现象。采用实验和数值模拟的方法对突扩燃烧室形成低频燃烧不稳定的机理进行了研究。通过实验研究发现突扩燃烧室压强振动过程中纵向振型占主导地位,但其振动频率并不与声学频率一致。建立了适合分析燃烧不稳定的多步化学反应动力学与大涡模拟耦合的数值分析方法,对实验发动机开展了非稳态数值模拟,获得了低频燃烧不稳定形成演化的详细过程和流场结构。实验和数值计算表明突扩截面形成的旋涡脱落,以及旋涡在燃烧室内的运动过程中引起燃烧面积、局部当量比和热释放率的脉动是激发低频压强振动的主要原因。压强振动引起上游速度脉动,进而形成旋涡脱落。大尺度旋涡在燃烧室内的运动又会引起热释放率的大幅度脉动,反过来又会促进压强振动。振动频率是由压强波和旋涡运动特征时间共同决定的。     

RBCC飞行器爬升段轨迹设计方法

 火箭基组合循环（RBCC）的发动机推力与飞行轨迹相互影响,导致飞行器轨迹设计与发动机性能分析存在耦合作用。对RBCC飞行器爬升段的轨迹设计方法进行研究,提出了基于马赫数-动压参考曲线的轨迹设计方法。对非均匀有理B样条(NURBS)曲线进行了定义补充,以用于描述具有任意形状的马赫数-动压参考曲线,并对参考曲线的各控制参数选取方法进行了研究;建立了基于二分法求解迎角并实现轨迹方程求解的算法流程。利用提出的轨迹设计方法对空中载机发射的RBCC飞行器进行了爬升段轨迹设计与分析,计算结果表明：(1)马赫数-动压参考曲线法考虑了发动机性能与飞行轨迹的耦合作用,能够适用于RBCC飞行器爬升段的轨迹设计;(2)引射模态低速段（Ma<2.0）消耗的推进剂质量超过爬升段的50%以上,是发动机性能优化的关键;(3)引射模态推进剂流量最大值与最小值之比达到了6.3;(4)当飞行马赫数达到1.7后引射模态下的来流空气冲压作用超过了一次火箭的引射作用,在保证空气捕获方面占主导地位。     

NEPE高能推进剂凝相燃烧产物的特性分析

通过改进固体推进剂凝相燃烧产物收集装置,在降低系统复杂程度的同时实现了对工作压强的稳定控制。对NEPE高能推进剂在三种工作压强下产生的凝相产物进行了收集,采用粒度分析仪、扫描电镜、X射线能谱仪和X射线衍射仪对获得的凝相燃烧产物进行了深入分析。结果表明,对于NEPE高能推进剂,工作压强对峰值粒度的影响不大,各压强下的平均峰值粒度均在1μm至2μm之间;大部分粒子呈规则球形,少数大粒子会发生形状改变;铝粒子在燃烧室中一般不会全部被氧化成Al2O3。     

高过载条件下固体发动机内流场及绝热层冲蚀研究

针对Ф315mm实验发动机和某发动机工作状态及结构特点，进行了发动机燃烧室内三维两相流动数值模拟和内绝热层的炭化冲蚀规律研究。计算中应用了颗粒轨道模型和二阶迎风有限体积方法，对纵、横加速度载荷下的两相流动进行了模拟，分析了纵、横向载荷对两种发动机燃烧室内粒子场和聚集带的影响；应用绝热层炭化冲蚀和两相流粒子热增量模型，分析了实验发动机在多种纵、横向过载作用下的绝热层冲蚀规律。在与Ф315mm实验发动机结果对照后，修正了炭化冲蚀计算所需参数，进一步预示了发动机的三维两相流场和炭化冲蚀率，并在35gn过载下分析了推进剂含铝量对粒子聚集密度和炭化冲蚀的影响。计算结果为发动机故障分析和实验发动机试车结果评定提供了理论基础。     

RBCC直扩燃烧室煤油喷雾燃烧火焰稳定与放热规律的数值模拟

扩张构型燃烧室的燃烧流动细节与放热规律是RBCC发动机设计中的核心技 术。采用湍流流动的分离涡（DES）计算方法,数值计算了RBCC燃烧室以凹腔作为火焰 稳定器的液态煤油喷雾燃烧三维两相流动。针对逐级扩张的RBCC燃烧室构型,详细研究了不 同来流状态下的喷雾燃烧流动特征以及液态煤油分级喷注的放热规律。研究表明,高来流总 温条件下,凹腔火焰稳定器可起到驻留火焰的作用,在相对较低来流总温条件下,凹腔并非 是实现火焰稳定的充分条件,必须采用其他方式补偿液态燃料蒸发吸热所损失的热量。考虑 到扩张构型的几何通道承受的压力提升范围有限,燃料喷注位置不宜安置在燃烧室上游流场 ;为了实现最大的燃烧效率以及发动机推力,采用前后级辅助喷注的方式是目前可行的解决 措施。     

非线性燃烧不稳定振荡幅值演化特征信号辨识方法研究

固体火箭发动机非线性不稳定压强振荡信号存在明显的多阶模态共存现象，且各个模态幅值随时间变化特性不同，模态之间存在振荡能量的传递与演化过程。为研究非线性燃烧不稳定模态间能量传递的演化规律，首先需要对振荡信号进行准确的模态分解。基于变分模态分解(VMD)方法，提出了一种可用于固体火箭发动机非线性不稳定振荡信号的自适应模态分解方法SPSO-VMD,解决了传统VMD方法无法自适应问题，在提高信号分解精度的同时极大的降低了计算时间。基于该方法，对典型的非线性燃烧不稳定信号的各阶模态进行了分解和分析。结果表明，该方法能准确地获得非线性燃烧不稳定振荡信号中各阶模态的频率和幅值，频率误差为0,幅值误差小于0.5%。最后，将该方法应用于真实发动机振荡数据获得了各阶模态幅值信息，为后续各阶模态之间能量传递演化研究提供了关键、准确的数据支撑。     

声振荡作用下推进剂铝颗粒团聚特性实验研究

为获得压强振荡对推进剂燃烧表面铝颗粒团聚特性的影响，建立了声振荡作用下铝颗粒团聚特性实验测量装置和方法，采用高速显微成像技术和激光全息技术同步测量的方法，对HTPB四组元推进剂在有、无声振荡作用下的铝颗粒团聚特性进行了实验研究。研究结果表明，在340 Hz声振荡作用下，铝颗粒火焰呈现与声振荡频率相一致的周期性摆动，颗粒微观形貌发生明显的形变；受声场力的作用，小尺度颗粒(40～80μm)团聚作用减弱，中等尺度颗粒(100～260μm)团聚作用加强，且更容易发生融合等现象，从而改变了推进剂燃烧表面及近表面铝团聚颗粒粒度分布(0～3 mm),团聚粒度及团聚分数均增加。所建立的实验方法可为研究压强振荡作用下推进剂铝团聚特性提供有效的实验技术和数据参考。     

“固体火箭发动机燃烧不稳定”专栏导语

<正>固体火箭发动机燃烧不稳定是个传统问题，也是当前工业界和学术界面临的共同挑战。燃烧不稳定是推进剂非稳态燃烧、燃烧室内非稳态流动和结构声特性耦合作用的结果，飞行过载、用于姿态控制的直接作用力等外部因素也可能是触发燃烧不稳定的重要条件。目前，最常见的燃烧不稳定是飞行过程中偶发的，这类现象用燃烧稳定性的线性分析方法无法解释，还难以准确预示，对工程研制造成的影响更大。固体火箭发动机燃烧不稳定的研究涉及压强振荡信号的处理与分析、发动机结构振动、