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为了研究氧化亚氮/丙烷的点火特性,在理论分析的基础上采用电激励火炬式点火方案并组建了实验系统,在不同的流量和余氧系数工况下进行了N2O(g)/C3H8(g),N2O(g)/C3H8(l)点火特性实验。结果表明:采用气液同轴离心式喷嘴的电激励火炬式点火方案可行,实现了低余氧系数下的点火。所设计的点火器在1J的点火能量下,N2O(g)/C3H8(g)在燃烧室压强为环境大气压条件下的成功点火余氧范围为0.222~0.321;N2O(g)/C3H8(l)在燃烧室平衡压强为0.50~0.65 MPa时成功点火余氧范围为0.299~0.407,并在平衡压强提高至1~1.3 MPa后成功地引燃主发动机。 相似文献
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基于VOF方法分析离心式喷嘴结构参数对性能影响 总被引:7,自引:3,他引:7
基于两相界面追踪流体体积(volume of fluid,简称VOF)方法模拟了离心式喷嘴内部的流动过程,在数值方法可靠性验证基础上,得到了15个喷嘴构型的流量系数、液膜厚度以及雾化锥角.定义无量纲影响因子η,比较喷嘴结构参数对喷嘴性能的影响程度.除了喷嘴直径和旋流室直径外,重点研究了出口扩张角、等直段长径比等结构参数的影响,通过与试验相对比,综合以往经验公式,得到如下结论:增大旋流室长度,能够增大雾化锥角;在喷嘴出口增加扩张角,能够显著地减小液膜厚度,减小雾化锥角;增大切向口距喷嘴顶部距离,能够改善喷嘴性能;切向口个数和等直段长度对喷嘴性能影响不大.该工作为下一步优化喷嘴构型打下了基础. 相似文献
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为获得同轴离心式喷嘴燃烧动力学特性,开展了喷注单元稳定性试验研究。试验中燃料流量不变,随氧化剂流量增加,热声系统依次经历了燃烧噪声状态、阵发状态和准周期振荡状态。采用递归方法对实验结果进行分析。首先,利用交互信息法和虚假最邻近法分别求解最优延迟时间和嵌入维数,获得了典型工况下的相空间轨迹图。其次,递归图分析表明系统出现了第II类阵发现象,意味着系统发生了亚临界Hopf分叉,与实验结果一致。最后,递归量化分析表明,确定率可以将阵发状态和准周期振荡状态与燃烧噪声状态区分出来,并可以对热声振荡进行预报。 相似文献
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为总结变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的研究成果和梳理未来的发展方向,本文综述了该领域的研究进展。首先介绍了针栓喷注器的基本概念和研究意义,然后从设计原理、工程研制、雾化特性和燃烧特性等方面介绍了针栓喷注器的研究历史和现状,最后展望了针栓喷注器的发展趋势及需要研究的一些科学问题。分析表明,液液针栓喷注器、气液针栓喷注器的雾化特性和燃烧特性都还需持续开展研究。雾化特性中特别需要关注的是雾化角、混合特性和下漏率,还要探索针栓喷注器在反压下的雾化特性。燃烧特性中需要深入研究温度分布、火焰结构和燃烧稳定性。 相似文献
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Coupled Lagrangian impingement spray model for doublet impinging injectors under liquid rocket engine operating conditions 总被引:2,自引:0,他引:2
To predict the effect of the liquid rocket engine combustion chamber conditions on the impingement spray, the conventional uncoupled spray model for impinging injectors is extended by considering the coupling of the jet impingement process and the ambient gas field. The new coupled model consists of the plain-orifice sub-model, the jet-jet impingement sub-model and the droplet collision sub-model. The parameters of the child droplet are determined with the jet-jet impingement sub-model using correlations about the liquid jet parameters and the chamber conditions.The overall model is benchmarked under various impingement angles, jet momentum and offcenter ratios. Agreement with the published experimental data validates the ability of the model to predict the key spray characteristics, such as the mass flux and mixture ratio distributions in quiescent air. Besides, impinging sprays under changing ambient pressure and non-uniform gas flow are investigated to explore the effect of liquid rocket engine chamber conditions. First, a transient impingement spray during engine start-up phase is simulated with prescribed pressure profile. The minimum average droplet diameter is achieved when the orifices work in cavitation state, and is about 30% smaller than the steady single phase state. Second, the effect of non-uniform gas flow produces off-center impingement and the rotated spray fan by 38°. The proposed model suggests more reasonable impingement spray characteristics than the uncoupled one and can be used as the first step in the complex simulation of coupling impingement spray and combustion in liquid rocket engines. 相似文献