NEPE推进剂的热分解研究(IV)

采用快速热裂解原位反应池(气体原位反应池)／快速扫描傅里叶变换红外光谱仪(RSFT-IR)和固体原位池／RSFT-IR联用技术，实时测定了含与不合催化剂的NEPE推进剂气相及凝聚相热裂解产物，研究获得了在线性升温条件下两种推进剂配方的热分解特征，并讨论了金属燃料铝粉和燃速催化剂Pb—CO3对NEPE推进荆热分解特性的影响。     

燃烧室缝槽气膜冷却方案研究

针对超音速飞行器冲压发动机高马赫数、长航时的特点,结合工程计算方法和设计思想,建立了燃烧室缝槽气膜冷却过程一维计算模型,详细研究了各主要因素对气膜冷却效果的影响,并给出了某型冲压发动机高温燃烧室缝槽气膜冷却结构参考设计方案。结果表明,通过改善结构布局,合理分配缝隙冷气流量,可以有效地提高气膜冷却效果、降低壁温,适应高温燃气参数分布对隔热屏的热防护要求。     

液氧/煤油补燃火箭发动机整流栅应用研究

介绍了液氧/煤油补燃火箭发动机整流栅的各种结构,简要叙述了空气吹风模拟试验研究方法与研究结果。利用Fluent软件对燃气弯管内流场进行了数值模拟,分析其流动与压力分布。建立了发动机整流栅声学特性的计算模型,采用变步长四阶龙格-库塔数值逼近方法计算声导纳,并对整流栅抑制高频燃烧不稳定性的机理进行了初步探讨。结果表明,整流栅除了影响燃气入口总压的均匀性之外,还可起到抑制高频燃烧不稳定性的作用。     

厘米级微型蒸发管式燃烧室性能实验研究

为了了解和掌握厘米级蒸发管式微型燃烧室性能, 并为以后的设计提供技术数据, 设计了微型燃烧室实验和测试系统, 在常温常压下开展了微型燃烧室性能实验, 获得了微型燃烧室的阻力特性、贫油熄火特性、燃烧效率、比容热强度和出口温度分布等数据.      

可调喷口双模态冲压发动机试验研究

在模拟飞行马赫数Ma=6, 高度25km的条件下, 针对可调喷口液体碳氢燃料双模态冲压模型发动机进行了直连式试验研究.结果表明借助喷口可调机构, 可以提高模型发动机的点火性能和推力性能, 并且可以在低当量比下实现亚燃模态, 而一旦亚燃阶段实现火焰维持, 通过喷口截面的调节, 模型发动机可以平稳地实现亚燃/超燃间的模态转换过程.采用可调喷口结构对于简化几何完全可调双模态冲压发动机的设计、拓宽现有固定几何双模态冲压发动机的工作范围都具有一定参考价值.      

受限空间强旋射流扩散火焰的数值模拟

通过求解包括辐射换热项的二维轴对称法富尔平均的NS方程,采用涡耗散的燃烧模型,对公开实验数据的受限空间内强旋射流的无预混火焰进行了数值模拟,得到了流场的平均速度、主要标量的空间分布;通过和实验数据对比,分析了目前常见的湍流模型及数值求解技术在模拟复杂流场中的应用。     

下颌式进气道固冲发动机二次燃烧性能研究

针对采用下颌式进气道的固体火箭冲压发动机,建立了二次燃烧性能计算模型,对掺混燃烧性能进行了仿真研究。研究表明,采用掺混装置可大幅提升下颌式进气道的固冲发动机补燃室一次燃气和空气的掺混均匀度,并通过数值仿真对掺混装置进行了优化。结合数值仿真优化结果,通过地面直连试验,验证了不采用与采用掺混装置的补燃室二次燃烧性能。试验结果表明,合理设计掺混装置,可显著提高补燃室二次燃烧性能,特征速度燃烧效率均在93%以上;空燃比在6~20之间的发动机高空比冲提升了55%以上,空燃比在20~30之间的发动机高空比冲提升了75%以上。     

模拟过载条件下燃烧室凝相颗粒形态参数试验研究

通过地面模拟过载粒子收集试验装置,完成了推进剂在3种不同压强工况下的粒子收集试验,初步获得了粒度分布特性、微观形貌特性及成分分布等形态参数。研究结果表明,粒子中径分布明显高于非过载状态,5.6~11.5 MPa范围内,d(0.5)主要分布在120~190μm之间。同时,针对某飞行试验发动机残骸故障处残留凝相粒子进行了收集与分析,并与地面同种压强状态下粒子形态参数进行了对比,两者分布较为一致,均呈双峰分布,粒子d(0.5)约为100~130μm。     

航改型双环燃烧室燃烧反应特性试验

针对地面运输用燃气轮机低排放的要求,试验研究了一种双环预混旋流(TAPS)燃烧室在以0号柴油为燃料时的反应特性。结果表明:采用TAPS燃烧室由于空气分配方式的改变,总压恢复系数在0.97以上,高于经典单环燃烧室。由于柴油黏度和燃点的影响,使用柴油为燃料时最低常压点火油气比高于0.05,要比相同结构采用航空煤油为燃料时的点火油气比高,但慢车贫油熄火极限没有明显的变化,维持在0.006~0.008之间。采用压力雾化的预燃级存在燃料混合不均匀的问题,导致燃烧效率只能达到0.99,为要求值的下限,但燃烧室出口温度分布系数小于0.25,达到了所要求的性能指标。由于采用了预混预蒸发燃烧,污染物排放中NOx的干基体积分数为1.76×10-5,明显低于所要求的性能指标,但CO的干基体积分数较高达到了5.02×10-4。综合比较各项性能指标,该燃烧室在点火、贫油熄火、燃烧室出口温度分布和NOx排放上表现出了一定的优势,但燃烧效率低和CO排放高还是需要解决的问题。      

氢气添加对RP-3航空煤油燃烧特性的影响

为了阐明氢气添加对国产RP-3航空煤油燃烧特性的影响,在定容燃烧反应器中实验测量了初始压力为0.1MPa、初始温度分别为390,420K、当量比范围为0.8～1.5时RP-3航空煤油/氢气混合气的层流燃烧速度与马克斯坦长度,分析了掺氢比对火焰发展结构、层流燃烧速度及马克斯坦长度的影响.结果表明:随着掺氢比的提高,在火焰发展过程中,火焰前锋面逐渐出现裂纹或褶皱,火焰的不稳定性逐渐增强;随着混合气当量比或掺氢比的升高,RP-3航空煤油/氢气混合气的马克斯坦长度逐渐减小;当混合气当量比从0.8升高至1.5时,RP-3航空煤油/氢气混合气的层流燃烧速度呈现先增加后降低的趋势,当量比为1.2时混合气的层流燃烧速度达到最大;同时,随着初始温度或掺氢比的升高,RP-3航空煤油/氢气混合气的层流燃烧速度逐渐升高。