液态碳氢燃料旋转爆震发动机起爆过程试验研究

为了分析液态碳氢燃料/纯净空气旋转爆震发动机从点火到旋转爆震波稳定传播过程的影响因素,采用预爆震管点火进行了相关试验研究。获得了预爆震波压力、燃烧室油气比、来流总温、点火器安装方式等对旋转爆震发动机起爆过程的影响。试验结果表明：旋转爆震波起爆时间随着预爆震波压力升高而缩短;来流总温740K,变化当量比时,越接近当量比1,旋转爆震起爆时间越短;工质为当量混气时,来流总温通过影响燃油的蒸发过程进而影响旋转起爆时间,总温673K以上时,起爆时间约10ms;预爆点火器垂直安装比切向安装更快形成旋转爆震波。     

针栓式喷注器液氧/甲烷发动机燃烧特性数值仿真

为研究针栓式喷注器结构对液氧/甲烷发动机推力室燃烧性能的影响,采用非绝热稳态扩散火焰面模型,并考虑真实流体的物性,对针栓式喷注器液氧/甲烷发动机推力室的跨临界燃烧和流动进行数值模拟。结果表明,针栓式喷注器发动机在推力室头部区域形成两个回流区;在一定范围内,减小针栓式喷注器径向喷注通道尺寸和针阀直径,可以提高燃烧室压力和燃气温度,从而提高推力室的燃烧性能;对于针阀伸进燃烧室长度,为提高推力室的燃烧性能,同时考虑推力室头部的冷却问题,应取越程比在1附近。     

HAN基单组元发动机均匀分配喷注器设计及试验研究（“液体火箭推进”专刊）

硝酸羟胺基（简称HAN）推进剂要比肼类推进剂稳定,将相同质量的HAN基推进剂完全分解,HAN基推进剂所需的时间要比肼推进剂要长。为了增大推进剂与催化剂的初始接触面积,使推进剂在催化床内均匀分布,开展了发动机喷注器的均匀分配方式研究。通过采用VOF模型对新型喷注器结构的喷注过程和雾化效果进行数值仿真研究,为喷注器结构优化提供理论支持。同时通过三维PDA（Phase Doppler Anemometry）测量系统,获得了两种喷注器结构雾化液滴空间上的密度分布、直径大小以及轴向速度等对比情况。最后,通过地面热试车试验,对两种喷注器结构的发动机在脉冲温启动、稳态工作性能及燃烧反应特性等方面进行了对比,带喷注芯体的喷注器结构在开机响应特性和燃烧性能方面都更好。     

旋转爆震冲压发动机总体性能分析

为了快速可靠地评估旋转爆震冲压发动机的总体性能,针对冲压模态下的旋转爆震发动机建立了性能分析模型。模型以飞行条件和冲压发动机关键几何参数作为输入参数,结合气体动力学和C-J爆震理论,获得旋转爆震燃烧室的流场参数分布以及发动机喷管排气参数,输出发动机推力以及燃料比冲,建立了基于连续旋转爆震的冲压发动机性能评估方法。模型参与反应的燃料和氧化剂分别为煤油以及空气,主要研究了燃料温度、喷管喉部面积、燃烧室环面面积、反应物当量比、飞行马赫数以及飞行高度对发动机燃料比冲、推力的影响趋势。研究结果表明,控制其它变量不变,发动机推力与燃料比冲随燃料温度上升而提高;随喷管喉部面积、燃烧室环面面积减小而增大;随飞行高度增加而降低;燃料比冲随当量比、马赫数增大而减小,而推力随当量比、马赫数增大而增大。在高度为25 km、马赫数为4、当量比为0.6的工况下,发动机燃料比冲可达到1 740 s。分析结果表明,模型计算方法可靠,可快速计算出旋转爆震冲压发动机的推力性能,为旋转爆震冲压发动机的设计提供可靠参考。     

RP-3航空煤油物理替代燃料模型及应用研究

针对现有物理替代燃料构建方法需要大量实验数据来完成多目标优化计算,导致替代燃料构建成本过高的问题,提出了基于分子结构相似来构建物理替代燃料的方法。基于直接匹配分子结构和官能基团的思路,构建了一个能描述RP-3航空煤油主要物理性质的三元替代燃料模型。以正十二烷、2,5-二甲基己烷和甲苯为基础燃料,用以匹配目标燃料的四种官能基团:CH_3,CH_2,CH和苯基。在不同压力、温度条件下测试了替代燃料模型计算密度、黏度、比热容和导热系数等物性参数的精确性,结果表明该替代燃料模型能很好地反映RP-3航空煤油在亚临界到超临界状态下的主要物理性质。最后将得到的替代燃料模型应用于管道对流换热数值模拟中,用以模拟航空煤油再生冷却过程。模拟值与实验值吻合良好,证明了本文替代燃料构建方法的有效性和实用性。     

燃烧室长度对液态燃料旋转爆轰发动机性能影响实验研究

为了研究燃烧室长度对液态燃料旋转爆轰发动机性能的影响,在环形阵列式连续旋转爆轰发动机上,以汽油/富氧空气为工质,详细分析了不同燃烧室长度下爆轰波传播模态、平均压力峰值和传播速度的变化特征。测量了发动机模型在不同燃烧室长度下的一维推力,分析了推力和燃料比冲的变化趋势。实验结果表明:出口背压为大气压时,空气流量为762.9g/s,氧气流量为182.4g/s,汽油流量为84.3g/s,当量比为0.82,燃烧室长度L=235mm工况下爆轰波为稳态双波对撞模态,平均压力峰值和传播速度分别为0.9MPa和1068m/s,爆轰波传播频率为2.223kHz。当L235mm时爆轰波为非稳态双波对撞模态,平均压力峰值变化较小,传播速度随着燃烧室长度变短而降低。仅在L=135mm工况下,爆轰波传播速度略高于L=155mm工况点,推力和燃料比冲分别为579.5N和701.5s。当155mm≤L235mm时推力和燃料比冲随燃烧室长度增加而缓慢增大,L=235mm时推力和燃料比冲分别为607.3N和735.1s,L235mm时推力和燃料比冲变化趋于平缓。     

多钎缝喷注器真空钎焊工艺

针对不同部位多条钎焊缝一次钎焊成型,开展采用BNi-2钎料进行喷注器真空钎焊工艺方法的实验研究。分析了表面洁净度、钎焊温度及钎缝间隙对喷注器密封性的影响。结果表明:钎缝间隙对由高温合金与不锈钢两种材料组成喷注体钎焊接头的密封性有显著影响。合理的钎缝装配间隙为10～15μm,此间隙使钎缝中的钎着率90%,并得到了内外部质量、密封性优良的接头。     

液液针栓多喷注单元喷雾场数值模拟

为了研究相邻喷注单元间相互影响对针栓式喷注器喷雾场的影响,以平面针栓多喷注单元为研究对象,采用基于AMR(adaptive mesh refinement)技术和分相识别的PLIC VOF(piecewise linear interface calculation VOF)新方法,实现了针栓式喷注器雾化过程的高保真数值模拟。给出了喷雾场典型的结构特征及液雾的分布特性,对比了多喷注单元与单喷注单元喷雾场的差异,揭示了相邻喷注单元间的相互影响机制。研究表明,新的仿真方法在精细研究针栓式喷注器喷雾场方面具有较好的准确性。与单喷注单元相比,多喷注单元喷雾场主要存在以下特殊结构：相邻两雾扇相撞背部呈脊状结构,使得雾化区域大于雾化角;两雾扇相撞在中间对称面汇聚形成薄液膜,使整个雾化角范围内均有液滴分布;相邻两孔之间形成一定下漏率和下漏液膜宽度;液膜路和液束路的液滴粒径均显著增大了约35%,流强和混合比沿径向分布更趋于均匀。相邻喷注单元间的相互影响机制为：相邻喷雾扇相撞后原先各自向外展开的雾扇被挤回中心对称面,其厚度是原雾扇的两倍,其他未发生撞击位置的液膜厚度保持不变,最终形成的喷雾扇结构呈扁平的...     

燃料浓度分布激光诊断方法与应用

航空发动机内部燃料浓度分布情况影响其性能,诸如点火性能、燃烧效率、污染物生成和出口温度场等,因此,燃料浓度分布研究十分重要。近年来,基于激光的非接触测量与诊断技术快速发展,平面激光诱导荧光（PLIF）、Raman散射、Rayleigh散射、Mie散射、激光诱导击穿光谱（LIBS）、可调二极管激光吸收光谱（TDLAS）等非接触测量手段已成功应用于燃料浓度分布的诊断研究中。介绍了上述基于激光来诊断燃料浓度分布技术的基本工作原理及研究进展,分析对比了各种测量手段的优缺点,提出了基于单台高能量激光器同时测量多组PLIF组分、基于体激光诱导荧光（VLIF）发展V-Rayleigh散射和V-Mie散射技术等新的测量思路,展望了这几种激光诊断技术在燃料浓度分布研究方面的发展趋势,未来航空发动机内部的燃料浓度测量将会朝着高速瞬时演化过程的3D成像方向发展。     

气相氛围中悬浮粉末燃料爆震燃烧研究进展

针对在氧化性气相氛围以及在燃料/氧化剂混合气相氛围中粉末燃料爆震燃烧波的传播特性,总结了气相氛围中悬浮粉末燃料爆震燃烧的实验和数值模拟研究进展,归纳了影响爆震波速度、稳定性、传播模式、细观结构和胞格尺寸的主要因素。同时,还介绍了粉末燃料应用于爆震发动机或燃烧室的案例;结合粉末爆震自身特点对实验装置和燃烧诊断测试手段和数值模拟方法进行总结分析;最后针对下一步需要开展的研究工作进行展望 。