基于红外和纹影技术研究声作用下火焰锋面运动及热量演化

以Rijke型驻波声场为声环境,以本生型层流部分预混火焰为实验对象,研究了火焰在声场作用下的锋面运动及热量演化行为。通过火焰红外图像表征燃烧反应产生的高温产物,借助火焰纹影图像描述径向温度梯度分布,并以红外-纹影信息一体化的图像说明了高温产物与径向温度梯度的关系。结果表明,声场作用下的部分预混火焰,其高温产物附着在锋面上,表现为层分布的对称型尖头结构,下游区域较上游区域幅面更宽;轴向热量演化过程以尖头状分布方式在声周期内经历2次升降过程,向火焰下游方向输运,径向热量传递过程所形成的温度梯度轮廓表现为“手指状”,由高温产物的尖头结构及运动决定。     

空气涡轮火箭发动机掺混燃烧研究进展

在混流燃烧室内组织富燃燃气与空气的高效稳定掺混燃烧对于空气涡轮火箭发动机（ATR）性能至关重要。回顾了国外各研究机构关于ATR掺混燃烧方案的试验研究,对波瓣混流器在航空领域强化内、外涵气流掺混中的典型应用及研究成果进行总结评述,总结并提出ATR掺混燃烧的特点和关键问题,分析了后续掺混燃烧研究中需重点关注的问题。     

湍流、喷雾模型对氢氧火箭发动机燃烧仿真的影响

基于完善的压力隐式算子分裂(PISO)算法,通过改变κ-ε两方程湍流模型和喷雾模型,对氢氧火箭发动机不稳定燃烧进行数值仿真。比较理论分析和数值仿真的结果得出,在二维情况下,液滴碰撞模型和TAB液滴破碎模型不适于模拟氢氧火箭发动机不稳定燃烧;TVB液滴破碎模型与κ-ε两方程湍流模型的组合情况能够捕捉到燃烧室中的压力振荡,但不能体现出振荡频率;而采用Realizableκ-ε湍流模型不考虑液滴雾化模型时不但能够捕捉燃烧室内压力振荡情况,还能够很好地得出振荡频率的分布情况。     

J-2X发动机首次燃烧稳定性试验成功

据报道,日前美国家航空航天局（NASA）完成了J-2X火箭发动机的一项关键稳定性点火测试,试验在NASA斯坦尼斯天空中心的A-2试验台进行。此次点火试验焦点是表征新发动机的燃烧稳定性。试验期间,在发动机燃烧室内进行可控爆破,以此引入常规作业状态下无法预期的高能减震脉冲。     

Mg粉/CO2粉末火箭发动机点火试验研究

初步设计了粉末火箭发动机,并以Mg粉作为燃料、CO2作为氧化剂进行了点火试验.研究结果表明,在一定的压强和温度下,利用空气与Mg粉的燃烧放热可成功引燃Mg粉/CO2,且在关闭空气后达到自持燃烧;燃烧室壁面沉积较多,主要以MgO为主,还有一部分未燃烧的Mg;通过该试验验证了Mg粉/CO2粉末火箭发动机方案的可行性.     

空间外差光谱技术应用于硼燃烧效率测量探索研究

提出了一种基于空间外差干涉和光谱分析技术的非接触、远程实时测量方法,用于硼粒子的燃烧效率检测.该方法以空间外差光谱仪为主体,结合光栅旋转对辐射谱进行测量.含硼推进剂药片经激光点火后,通过该方法记录燃气辐射光谱,实现对含硼推进剂中硼燃烧效率测量.实验结果表明,燃烧器内氧气含量显著影响硼的燃烧效率;当燃烧器内压强为0.5 ...     

喷嘴式隔板与纵向肋式隔板阻尼效应分析

利用声学模型和单喷嘴声学模拟试验研究了喷嘴式隔板的耗散机理;用数值方法分析了纵向肋式隔板周围的涡流;用声学理论研究了纵向肋式隔板的声场。研究结果表明:选取合适的管间隙将会使喷嘴式隔板具有更好的稳定性作用;肋片周围是涡流产生的主要区域;肋高对燃烧室声学特性的影响远大于肋长。     

三基色测量法在S-GAP推进剂火焰温度分布中的应用(英文)

介绍了一种测量推进剂火焰温度的新方法,即三基色测量法(PCM)。采用三基色测量法测试了S-GAP推进剂(以HMX为氧化剂)的燃烧火焰温度。结果表明,随着的压强增加,S-GAP火焰区更接近燃烧表面;随着推进剂中HMX的增加,暗区变薄。S-GAP推进剂的火焰温度分布呈等温线形式,1 MPa下火焰温度范围为970～1 600℃,当压强增大为3MPa时,火焰温度范围为1 200～2 200℃。PCM法与热电偶方法测量的最高燃烧火焰温度值较为接近。     

液氧/甲烷燃气发生器试验研究

为了研究液氧/甲烷的点火和燃烧特性,进行了液氧/甲烷燃气发生器热试验研究。介绍了液氧/甲烷燃气发生器热试验的试验装置、试验方案和试验情况,分析了试验结果。试验结果表明燃气发生器设计方案和点火方案可行,点火品质较好,能够在较宽的工作条件下稳定工作,燃烧组织合理,燃烧品质良好,温度均匀性较好,积碳轻微。     

基于流-固耦合的混合火箭发动机固体燃料表面退移速率计算

基于流-固耦合的方法,在充分考虑混合火箭发动机工作过程中诸多复杂物理过程的基础上,建立了一个可适用于不同工作状况下混合火箭发动机固体燃料表面退移速率预示的计算模型。计算结果与实验数据的对比验证了所建立计算模型的准确性。对模型发动机进行模拟的结果表明,混合火箭发动机中的燃烧、流动及固体燃料表面的退移速率具有明显的不均匀性,发动机中的固体燃料表面的退移速率沿轴向近似地呈“W”形状的曲线变化;在混合发动机中,突扩形状的预燃室和补燃室有利于燃料热解气体和氧化剂气体的扩散混合,可以强化对固体燃料表面的换热,提高固体燃为表面的退移速率。