液体离心喷嘴中的静态表面波

为了探讨液体离心喷嘴中静态空间波动现象的物理本质,在经典理论的基础上分析了液体离心喷嘴中喷口处表面波的相速度和平均轴向速度的相等关系,通过结合CICSAM表面捕捉技术在自适应网格中求解耦合VOF方程的N-S方程组的数值模拟,在旋转轴对称的长喷口模型中获得了不同背压下的空间静止波型。数值模拟结果与经典重力波理论的类比表明:表面波有与液体平均轴向速度大小相等方向相反的相速度;波动由喷嘴的过渡段台阶激励起;波动能量传播速度小于相速度使波动在台阶后的喷口段显现。     

富氢/富氧燃气气-气喷嘴热试

针对全流量补燃循环发动机气-气燃烧关键技术,设计了以气动谐振点火器为点火装置的气氢/气氧富氧预燃室、气氢/气氧富氢预燃室和气-气喷嘴燃烧室,开展了同轴剪切喷嘴气-气燃烧试验研究。试验结果表明,试验方案设计合理,系统稳定可靠,气-气喷嘴燃烧效率最高达到97.2%。随氧喷注器压降增加,燃烧室壁面的热载荷增加,燃烧效率降低。     

星用490 N发动机喷注器局部燃气泄漏试验

根据近期某卫星在轨故障模式,为了研究测压管嘴燃气泄漏对液体火箭发动机工作性能和温度特性的影响,以该卫星用第二代490 N发动机为试验对象,开展了测压管嘴在0.1、0.3、0.5 mm直径泄漏孔下的高空模拟热试车考核,对发动机真空推力、比冲和关键部位温度进行了测量。试验结果表明：试验条件下测压管嘴燃气泄漏对发动机工作稳定性没有影响;0.1 mm泄漏孔对发动机工作性能和各测点温度没有影响。随着泄漏孔直径增大至0.3 mm和0.5 mm,测压管嘴堵头烧蚀程度加深,发动机真空推力和比冲均值下降幅度分别仅为0.4%和1.4%,表明试验条件下测压管嘴泄漏对发动机工作性能的影响较小。燃烧室喉部温度试验结果不受泄漏的影响,喷注器测压管嘴及其附近、模拟卫星支架测点温度上升明显,氧化剂控制阀温度上升较小,远离测压管嘴的测点温度几乎不受高温燃气泄漏的影响。     

径向孔形状对针栓式喷注器液膜下漏率的影响

为了研究径向孔形状对针栓式喷注器液膜下漏率的影响并对其进行准确预估,以径向圆孔液束的相对变形模型为基础,通过类比分析提出了矩形孔的相对变形理论模型,并考虑多喷注单元间相互影响和不同高宽比矩形孔的绕流侧边效应,首次建立了径向矩形孔的下漏率模型。通过试验及数值仿真对模型进行了验证分析,结果表明理论预估结果与数值仿真及试验结果吻合较好,也表明针对矩形孔建立的相对变形模型及下漏率模型具有较好的准确性。另外,研究表明矩形孔的下漏率除了与几何阻塞率、有效动量比及液膜厚度与液束孔宽度之比有关外,还与高宽比有关;3种不同高宽比情况下的下漏率均显著小于几何下漏率;同时下漏率随有效动量比增大而增大的趋势均较平缓。综合分析径向圆孔和3种不同高宽比矩形孔的结果发现,在径向孔横截面积及流量等工况参数完全相同的情况下,径向孔形状对下漏率有显著的影响,矩形孔的下漏率显著低于圆形孔的;矩形孔的高宽比越大,下漏率越大。实际应用中选择矩形孔更有利于控制下漏率,并可通过改变高宽比控制下漏率;同时在变工况过程中,矩形孔的下漏流量也会随着主路推进剂一起调节变化,保持下漏率变化不大,故具有较好的大范围变推力流量匹配特性。     

带旋流器的燃油喷嘴工作特性及火焰筒头部数值模拟

对带空气旋流器的燃油喷嘴工作特性进行了试验研究,得到了该喷嘴的供油特性、喷雾锥角的变化特点和液滴尺寸及其分布规律。应用Fluent软件模拟了在最大工作状态下火焰筒头部和喷嘴喷雾的相互作用,重点计算了火焰筒头部的空气流场、浓度场和油滴轨迹。通过喷嘴试验和数值模拟,真实地反映火焰筒头部的物理化学过程,为该喷嘴和火焰筒的改进提供了重要依据。     

加力燃烧室双层喷油杆内冷却气流动特性

对新型外涵引气冷却双层壁加力喷油杆的冷气流动特性进行了模拟实验,为双层喷油杆结构设计和冷却性能研究提供基础.通过对8套不同结构尺寸实验件的研究,得到了双层喷油杆冷却套管内气流流阻系数随来流质量流量的变化规律、流阻系数随双层喷油杆结构尺寸的变化规律和冷却套内气流雷诺数随进口总压的变化规律等.对8套实验件结果进行比较,综合三个因素最终选择了较为合理的新型双层喷油杆结构尺寸.这种尺寸的喷油杆流阻系数为1.2,迎风尺寸宽16mm较为合适,相同工况下冷却气的雷诺数最大.      

非同轴式喉栓变推力发动机压强响应分析

设计了非同轴式喉栓固体变推力发动机实验系统,进行了变推力原理性实验.通过对发动机自由容积、喉栓运动、气缸能否一次完全将喉栓送到位、等效喉部结构、推进剂配方对变推力过程中压强响应影响的实验及分析,基本确定了压强响应慢是由于推进剂的动态响应慢造成的.利用成熟配方的低压强指数推进剂进行了压强双峰响应实验研究.研究结果表明,压强峰的下降响应要高于上升响应.研究结果为非同轴喉栓变推力发动机响应特性分析提供了依据.     

Integration of high-fidelity model of forward variable area bypass injector into zero-dimensional variable cycle engine model

Forward Variable Area Bypass Injector (FVABI) is one of key components which contributes to modulate the cycle parameters of Variable Cycle Engine (VCE) under various operation conditions. The modeling method of zero-dimensional FVABI was reviewed and its deficiency was analyzed based on FVABI flow characteristic. In order to improve the accuracy of VCE performance simulation, the high-fidelity modeling method of FVABI was developed based on its working characteristics. Then it was coupled with the zero-dimensional VCE model and the multi-level VCE model was built. The results indicate that the geometric and aerodynamic parameters can affect the interaction between the two airflows and the zero-dimensional FVABI model is too simple to predict the component performance accurately, especially when the FVABI inner bypass is chocked. Based on the performance curves for single bypass mode and the regression model of multi-scale support vector regression for double bypass mode, the high-fidelity model can predict FVABI performance accurately and rapidly. The integration of high-fidelity FVABI model into zero-dimensional VCE model can be done by adjusting iterative variables and balance equations. The multi-level model has good convergence and it can predict VCE performance when the FVABI inner bypass is chocked.     

比例式变推力固体姿控发动机非稳态特性研究

为了研究比例式变推力固体姿控发动机的内流场非稳态特性,建立了比例针栓推力器的二维轴对称计算模型,基于动网格技术模拟入口压强随喉部面积变化而变化的推力器工作模式,得到了内流场各性能参数的变化规律。结果表明:在非稳态工作过程中,内流场会出现典型的亚音速回流区、斜激波和流动分离等特征,入口压强、针栓壁面及喷管壁面压强均随针栓靠近喉部而增大,推力器推力逐渐上升,实现了推力连续调节。开关频率会加剧针栓前进过程中头部压强波动。针栓头部收敛角越大,其头部回流区越小。当喉部面积一定时,燃速压强指数越高,发动机压强与推力变化范围越大,为实现预设的推力调节范围,需要选择合适的燃速压强指数。     

供油瞬态喷油杆内燃油结焦机理及规律数值研究

为获得喷油杆通断循环供油工作模式下,供油瞬间燃油结焦速率陡增机理,本文建立起沿喷杆轴向的一维非稳态热-流-固耦合换热与燃油结焦计算模型.获得不同时刻壁温、油温与结焦速率等参数轴向分布.通过与连续供油模式下的结果对比,来分析供油瞬间灼热喷杆内壁对燃油热冲击的影响,以获得结焦速率陡增机理.结果表明:通断供油模式下,供油瞬间...