固液火箭发动机燃烧稳定性试验(英文)

针对固液火箭发动机低频非声振荡燃烧问题进行了发动机试验研究。介绍了挤压式过氧化氢(H2O2)-低密度聚乙烯(LDPE)固液火箭发动机试验系统及试验发动机结构特点,并分析了固液火箭发动机不稳定燃烧特点。试验结果表明,通过提高氧化剂供应管路的刚性、改变喷嘴雾化效果,可解决低频振荡燃烧。     

含偶氮四唑胍的RDX-CMDB推进剂的燃烧性能和热行为研究

采用浇铸工艺制备了GZT部分取代RDX的系列RDX-CMDB推进剂样品。研究了GZT对不含催化剂的RDX-CMDB推进剂的燃速、压强指数及燃烧火焰结构等燃烧性能的影响,并采用TG-DTG和DSC实验,初步研究了含GZT的RDX-CMDB推进剂的热行为。结果发现,GZT对推进剂的火焰温度、火焰的暗区厚度、燃面上的亮点数目和燃烧表面对凝聚相的温度梯度等都呈现一定规律性的影响;在1～10 MPa范围内,GZT使RDX-CMDB推进剂的燃速升高,压强指数降低。热行为研究表明,加入GZT时,推进剂的DSC曲线上出现一个单独的放热分解峰,对应TG曲线上也表现出一个单独的失重过程。     

水反应金属燃料在水蒸气环境下的稳态燃烧特性

为探索高金属含量水冲压发动机的稳态燃烧机理,开展了镁基高金属含量水反应金属燃料在水蒸气氛围下的稳态燃烧试验研究,燃料中金属镁含量高于70%.采用直径0.5 mm的K型热电偶测量燃料燃烧波曲线,并拍摄了火焰图片.结果显示,工作压强2.0 MPa时,燃料稳态燃烧的燃面温度约为900.1℃,气相平衡火焰温度约为1 214.9...     

固液火箭冲压发动机燃烧室流场数值仿真

固液火箭冲压发动机通过固液两种燃料匹配工作,相比传统的固体火箭冲压发动机和液体燃料冲压发动机具有较为明显的优势.基于离散相模型和单步反应模型,采用Fluent 对设计点飞行参数下,不同结构和不同工况条件下的燃烧室两相反应流场进行了数值仿真.结果表明,燃气发生器喷管参数和进气道进气角度主要影响空气与燃气流的撞击以及头部区...     

低温燃气弹射内弹道影响因素的数值研究

针对某低温燃气式弹射装置,建立简化二次燃烧物理模型,采用重整化群k-ε湍流模型模拟流场流动、以有限速率/涡耗散燃烧模型模拟气相燃烧、以域动分层法动网格更新技术模拟导弹运动,数值分析得到了发射筒内载荷与内弹道特性.结果表明:在满足内弹道设计要求的条件下,燃气发生器喷管入口总温包络区间为0.538~1.231,且随着总温的增加,二次反应时间和导弹出筒时间减小,导弹出筒速度增加;发射筒内氧气质量分数包络区间为0.07~0.30,且随着氧气质量分数的增加,二次反应发生时间和导弹出筒时间提前,导弹出筒速度增加.研究结果可为低温燃气式弹射内弹道分析和结构设计提供理论基础.      

基于高温热管的超燃燃烧室热防护结构

提出了基于先进热管理思想的燃烧室热防护结构.面板采用腔体式平板高温热管,实现面板等温化,降低局部高温区的温度;在热管腔体内部设计燃油冷却通道,实现对超燃燃烧室面板的燃油主动冷却.对其各项性能进行了数值分析,给出了设计参数对系统性能的影响规律,并完成了结构样件研制及石英灯试验考核.典型设计状态下,其单位面积质量为无氧铜面板的35.4%,高温合金面板的38.2%.石英灯局部加热条件下,面板最高温度为1123K时最大温差为80K.相比于传统燃油冷却方式,该型防热结构能够有效提高超燃发动机燃烧室热防护的整体性能,是超燃发动机热防护的一种重要概念.      

一种燃油箱绿色惰化系统地面惰化性能分析

在描述一种采用催化燃烧产生惰气来降低油箱气相空间氧体积分数的新型绿色惰化工作原理基础上,设计了绿色惰化系统流程,通过一定的假设和简化建立了其数学模型并进行了求解.将结果与采用中空纤维膜产生富氮气体的机载惰化系统进行了比较,结果显示:当绿色惰化系统中抽吸气的流量与中空纤维膜惰化所产生富氮气体流量一致时,前者惰化效果远好于后者.同时,还研究了催化反应器效率和预热气体抽取比例对绿色惰化系统的影响,结果表明:提高反应器效率可有效缩短达到安全氧体积分数所需的时间,且最终油箱气相空间氧体积分数会降低,而选取合适的预热气体抽取比例可以减少系统能耗.      

浮力修正湍流模型在航空发动机火灾模拟中的应用

由于发动机舱的火灾是典型的热驱动的浮力羽流,从探索浮力羽流的模拟方法出发,针对热羽流的基准试验,比较验证了3种基于浮力修正的2个方程湍流模型;利用pre PDF燃烧模型,模拟验证了Purdue甲烷火燃烧试验;以RR公司Trent 800发动机的1/2缩比短舱着火试验器为原型,采用RANS方法对由燃油泄漏引起的油池火进行了模拟计算,重现了短舱火灾的主要物理过程,并与试验测量的速度及温度结果进行了对比,验证了计算方法的准确性,并进一步分析了影响模拟结果的主要原因:湍流模型与燃烧模型能否准确计算近火源区域的火焰锋面状态,直接影响空气卷吸及下游火羽流的温度与速度。应用CFD技术,可以从防火设计的角度优化通风系统及短舱附件的布局。     

高温升直流燃烧室燃烧特性数值研究

为了研究高温升直流燃烧室燃烧特性,建立了带三级涡流器的高温升直流燃烧室物理模型,采用稳态雷诺平均N-S方程的化学反应流数值模拟的方法,开展Ⅱ、Ⅲ级径向涡流器旋向、主燃孔和掺混孔特征参数对高温升直流燃烧室的流场及燃烧特性的影响研究。涡流器能够实现火焰筒头部回流区的产生,同时实现主油路燃油的气动雾化和掺混。主燃孔的射流影响回流区的结构,同时主燃孔射流部分进入主燃区,能够保证主燃区的油气比。掺混孔的射流轨迹影响掺混区的流场和出口温度分布。10种方案燃烧室的温升和总压损失系数均达到设计要求,Mode-1-tx、Mode-3、Mode-3-tx、Mode-4-tx四种方案燃烧室周向温度分布系数(Overall temperature distribution factor,OTDF)达标,而径向温度分布系数(Radial temperature distribution factor,RTDF)略高于设计指标,Mode-5-tx方案燃烧室出口温度系数OTDF=0.178和RTDF=0.061均达标,燃烧室出口温度分布品质较好。     

空间在轨氢氧内燃机技术研究

用于空间在轨运行的氢氧内燃机是低温末级火箭流体集成系统（IVF）中的关键组件。分析了国内外空间在轨氢氧内燃机的发展现状,通过Chemkin燃烧软件仿真分析获得了氢氧内燃机设计关键参数。开展了氢氧内燃机地面点火验证试验。结果表明：氢氧内燃机具有较好的点火启动性能,通过降低混合比和压缩比能够将氢氧内燃机缸内的温度和压力控制在合理范围内。氢氧内燃机在稳定的转速下工作,所消耗的氢气、氧气质量流量小于低温贮箱的平均蒸发量。