NEPE推进剂的高压燃烧特性研究

应用高压燃速测试、微热电偶测温及燃烧火焰单幅摄影等技术,研究了NEPE推进剂的高压燃烧特性与燃烧机理。实验结果表明:NEPE推进剂高压压强指数出现拐点;且随压强以及AP含量升高,燃烧波由硝胺-CMDB向AP-CMDB推进剂转变。分析认为硝酸酯基的含量及AP单元推进剂的扩散火焰是控制NEPE推进剂燃速及压强指数的主要因素。     

近壁湍流边界层壁面局部扰动诱导形成相干结构的动力学模型

在壁面局部脉冲扰动作用下,采用直接数值模拟的方法,数值研究了湍流边界层近壁区两个相干结构形成的理论机制和非线性作用问题.然后,通过数值计算的手段,进一步探讨了近壁湍流边界层流中两个相干结构之间的非线性作用机理,分别确定它们在流向、展向方向上排列的不同结构类型分布的两个相干结构之间相互作用的效果有何区别以及它们之间间距的大小对相干结构的产生和发展有什么影响,从而可能合理地解释平面剪切湍流中低速条纹结构出现的原因.     

超燃燃烧室流场计算方法比较分析

采用准一维流动模型、轴对称方程、三维数值模拟方法结合13组分、32反应氢燃料反应机理计算了"等直段+扩张段"燃烧室内超声速燃烧问题.结果表明准一维流动模型与三维数值模拟方法的计算结果反应了主要气动参数变化规律;除预燃激波串区域外,计算数据与试验数据吻合良好;准一维流动模型计算快速、适应性强;三维数值模拟方法给出了详细流场细节,所需计算时间长.针对两种模型特点,在超燃燃烧室设计过程中应有机结合协同工作.      

颗粒粒径和气载比改变时湍流调制的变化

采用相多普勒颗粒分析仪(PDPA)测试了两相圆湍射流速度场, 研究了颗粒雷诺数较小情况下, 粒径和气载比变化时颗粒对气固两相圆湍射流的湍流调制作用.实验结果表明:颗粒粒径的减小或气载比的增加均使颗粒对气相湍流度的削弱作用增强.通过无量纲化的分析, 表明颗粒粒径的减小对气相湍流度的削弱程度强于气载比增加时对湍流度的削弱程度.      

当量比对单凹腔超燃燃烧室流场影响的三维数值模拟

 采用有限体积形式的上下三角分解（LU）隐式格式和k-g湍流模型,求解了多组分的N-S方程组。以北京航空航天大学宇航学院直连式超燃实验台的煤油燃烧实验为算例,开展了当量比φ＝0.32~0.97下5个工况的煤油超声速燃烧流动的三维并行数值模拟。计算结果表明：燃烧主要发生在煤油喷嘴所在的下壁面附近,流动出现亚声、超声的分层现象,高当量比工况下燃烧放热形成高的反压时,凹腔所在的燃烧室段出现激波串流动结构。计算得到的壁面压力分布曲线与实验结果符合良好。     

全流量补燃循环发动机富氧预燃室设计与试验

针对全流量补燃循环发动机,给出了一种分区燃烧、身部二次喷注掺混、表面镀镍抗氧化的富氧预燃室设计方案,设计了富燃点火启动富氧关机的试验时序,进行了26次试验,初步研究了身部二次喷注流量大小对燃气均匀性的影响.试验结果表明:预燃室结构设计合理,点火可靠、结构安全;身部二次喷注流量变化对出口燃气均匀度分布影响明显,存在一个二次喷注流量最佳值.      

多旋流LPP影响燃烧特性的数值分析

对贫油经由双级旋流器在突扩燃烧室内的旋流扩散燃烧反应进行了CFD数值研究。通过改变一级旋流器和二级旋流器的空气流量分配,定量研究了旋流杯内油气的局部混合和蒸发对双旋流燃烧特性的影响。结果表明,合理的气量分配使旋流杯内的油气具有较明显的贫油部分预混合预蒸发LPP效应;使燃烧室头部区域具有LPP燃烧特性：头部燃烧区位置和结构合理,温场峰值低且比较均匀,产生较少的NO污染物。相关计算结果与试验结果相符合。     

全流量补燃循环发动机系统参数模型与设计(Ⅰ)动力平衡特性

为了深入理解全流量补燃循环发动机系统的特点,建立了全流量补燃循环发动机系统动力平衡模型,补充了压力平衡方程,研究了预燃室混合比对发动机系统参数的影响规律.研究结果表明:①富燃、富氧预燃室的混合比是相互匹配的,随着富燃预燃室混合比增大,富氧预燃室混合比减小,混合比组合的规律是保持富燃、富氧预燃室燃气做功能力的平衡;②随着...     

乙醇燃烧加热空气污染物对煤油超燃的影响

在燃烧室入口来流马赫数为2.5的条件下,研究乙醇燃烧加热空气污染物对煤油超声速燃烧的影响.在加热器中,采用预混稳态燃烧火焰模型和61组分388步详细反应机理模拟乙醇燃烧加热过程,获得与实验温度条件相同的详细污染出口组分组成.其主要污染空气作为煤油超声速燃烧室的入口组分,采用17组分30步反应机理模拟煤油超声速燃烧过程,研究了污染物组分对煤油超燃室性能的影响.通过化学动力学和热力学分析,对比了地面电加热、乙醇燃烧加热和25km高空三种工况.结果表明:由于自由基作用以及平 均分子质量的减小和平均比定压热容的增加,乙醇燃烧加热污染空气造成超燃室的燃烧效率和内推力均上升.      

多喷嘴大流量气 -气喷注器设计与试验

在大流量气-气喷注器单喷嘴工况研究的基础上,为研究其在具有单元交互作用的多喷嘴工况下的燃烧特性,设计了多喷嘴推力室.喷注单元为剪切混合式单元,并具有高氢/氧速度比和氧喷嘴扩口设计,采用了能够模拟真实发动机工况的7单元同心圆排布的推力室头部结构,在对喷注单元的排布间距优化设计基础上,开展了热试车试验研究和仿真分析.结果表明所设计的喷注器在多喷嘴工况下燃烧稳定,能够在额定参数设计的燃烧室内,在SSME(space shuttle main engine)主喷注单元流量的3.7倍大流量工况下燃烧效率达到99%以上,并显示出良好的喷注器自身和带来的燃烧室身部热防护特性.