高温高压环境下煤油液滴蒸发过程实验研究

应用高速摄影系统和图像处理技术研究了煤油液滴在温度473~773 K、压力1.0~4.0 MPa静止气体环境下的蒸发过程,得到了环境温度与环境压力对煤油液滴特性的影响规律。实验结果表明:环境温度低于573 K时,煤油液滴蒸发D2曲线不符合d2定律;环境温度高于673 K低于773 K时,液滴直径变化与d2定律吻合。环境压力对液滴蒸发的影响与环境温度密切相关,环境温度低于473 K时,随着环境压力的升高,液滴蒸发速率变慢;环境温度高于673 K时,随着环境压力的升高液滴蒸发速率加快。

连续爆轰发动机燃烧室内压力分布的实验研究

近年来,由于爆轰高效的燃烧方式,其已成为各国学者关注的焦点。而连续爆轰发动机只需一次点火,便能在燃烧室内形成连续传播的爆轰波,从而可以提供持续稳定高推力的优越性能使其成为航空推进的一个重要研究方向。本文基于北京大学燃烧推进动力中心的连续爆轰实验设备,利用H2/O2混合燃料,结合实验数据对连续爆轰发动机内部压力分布进行了实验研究,分析了连续爆轰形成、稳定和熄灭的过程,计算了实验中连续爆轰的速度和旋转周期,为进一步研究连续爆轰发动机内部机理奠定了基础。

元宇宙带给世界的“红与黑”

自2021年Roblox上市引爆“元宇宙”概念后,无论是资本市场还是创业者对于“元宇宙”的兴趣都骤然升温。2021年12月,在“FacebookConnect2021”增强现实和虚拟现实发布会上,Facebook宣布改名为“Meta”。Meta,正是元宇宙Metaverse的前缀。未来,人类将以第一人称视角进入虚拟世界,以独立的数字身份自由地在虚拟世界里从事全方位的人类社会活动。元宇宙在AR、交互性3D、5G、云计算等技术的辅助下,凭借其更繁杂更具包容性的网络,跨越所有维度,以一个完全沉浸式的三维数字环境建立起一个全民共享的在线空间。

气氧煤油发动机尾焰红外辐射特性研究

提出了一种考虑碳烟颗粒的气氧煤油发动机尾焰红外辐射特性计算方法,首先对气氧煤油发动机纯气相内流场进行计算,然后以喷管喉部作为气体和固体碳烟颗粒的入口边界计算发动机尾焰流场,最后以发动机流场参数分布为基础,采用有限体积法和伪气体理论对发动机尾焰红外辐射特性进行计算。进行了气氧煤油发动机点火实验,并将计算结果与实验结果进行对比分析。结果表明,燃烧室内两个压力测量点的测量与计算误差分别为1.4%和3.4%,燃烧室内计算温度与热力学计算误差为2.16%,证明了燃烧室流场计算模型的准确性。含有碳烟颗粒的尾焰流场计算结果与热像仪测量结果比较吻合,证明了尾焰流场计算方法和模型的准确性。4.3μm波段尾焰红外成像计算结果与工作在4.3μm波段的红外热像仪测量结果吻合比较一致,证明了尾焰红外辐射特性计算方法和模型的准确性。

小型气氧/煤油火箭发动机试验及内流场数值模拟

火箭发动机热试车过程中测量手段有限,为了详细展示试验发动机内流场各参数分布特征,指导发动机气膜冷却设计,针对热试车工况分别采用单步总包反应和9组分14步的化学反应模型进行三维数值计算。两种化学反应模型的计算结果对比显示,内流场压强分布基本相同且与试验测量值一致;内流场的温度和组分分布存在较大区别;单步化学反应内流场温度值比多步化学反应内流场温度值高;燃烧室高温区主要集中在燃烧室收敛段与喉部之间,验证了设置N2膜冷却系统的必要性,数值计算结果可以为气膜冷却系统的设计提供指导。

电磁波在固体火箭尾焰中的折射轨迹研究

为了获得电磁波在穿过尾焰时的折射偏转轨迹,以CFD计算的某型固体火箭尾焰流场为基础,建立了尾焰等离子体折射率模型,考虑尾焰同时在轴向和径向两个方向离散,对电磁波在尾焰中的折射偏转轨迹进行了计算。对比分析了不同电磁波频率,不同入射位置,不同入射角度下电磁波折射偏转轨迹的区别,掌握了电磁波在尾焰中的折射偏转特性。研究结果表明,尾焰等离子体折射率与入射电磁波频率相关,对应不同入射电磁波频率,尾焰折射率云图分布呈现不规则性;即使入射位置及入射角度确定,电磁波频率与折射情况也没有严格的定性关系,但是随着电磁波频率的增加,尾焰对电磁波的折射干扰程度有减小的趋势。

固体火箭尾焰雷达散射截面数值计算

固体火箭含铝复合推进剂含有较多的碱金属杂质,铝与碱金属在推进剂的燃烧过程中发生电离,燃气中存在较多的自由电子,经喷管喷出,形成等离子体尾焰,严重干扰测控信号与箭体之间的信号传输,以4种工况的固体火箭发动机尾焰流场计算结果为基础,建立了尾焰等离子体模型,使用矩量法计算当测控信号电磁波频率小于尾焰等离子体振荡频率时,对应4种工况的火箭雷达散射截面,分析了固体火箭尾焰对不同频率测控信号的干扰影响。结果表明:尾焰的存在增加了目标雷达散射截面,干扰了测控信号的有效传输;随着测控信号电磁波频率的增加,干扰作用减小;随着Al2O3含量增加,干扰作用增加;高空环境相比地面环境,干扰作用减小。

模型火箭发动机低频燃烧不稳定性的试验研究

以自主设计的单喷嘴缩比模型发动机为试验对象,对试验过程中出现的燃烧不稳定性现象进行初步研究。试验在不同推进剂混合比条件下进行,利用高频压力传感器采集数据,分析了低频燃烧不稳定性的产生机理。试验结果表明:随着混合比的减小,产生低频燃烧不稳定的压力幅值逐渐减小;较高压力振幅的低频燃烧不稳定可能会激发高频燃烧不稳定;煤油流量的突变会加剧低频燃烧不稳定性;煤油和氧气的喷注速率对燃烧室压强的敏感性不同,随着燃烧室压强增大,产生低频燃烧不稳定压力振幅增大。

固体火箭尾焰等离子体特性影响因素数值仿真

为研究固体火箭尾焰等离子体分布特性,采用计算流体力学(CFD)方法对不同工况下某型号固体火箭发动机尾焰进行了仿真,获得了尾焰流场温度及压强分布,并采用等离子体浓度模型计算了尾焰等离子体浓度分布。在此基础上,对尾焰等离子体频率进行了求解和分析,得到了其在尾焰轴线方向上的变化规律。分析结果表明,火箭尾焰等离子体特性对推进剂中Al含量的依赖性很高,随着推进剂中Al含量增加,尾焰温度升高,燃气电离度增加直至成为等离子体,尾焰等离子体区域范围增大;随着飞行高度的增加,尾焰等离子体区域位置后移。

推进剂入口压力响应时间对发动机起动过程的影响

针对自主设计的气氧/煤油单喷嘴模型发动机,对煤油入口压力响应时间与起动过程点火时序设置进行了研究,以实现发动机安全平稳起动,作为后期液体火箭发动机高频燃烧不稳定性研究的准备。设置不同工况进行发动机热试车,获得了煤油入口压力、氧主入口压力、推力室总压,以及静压与时间的关系,用高分辨率高像素监控系统实时采集图像。基于试验数据分析了试验平稳起动和爆燃产生的原因。结果表明:点火时机对发动机起动过程有显著影响,错误的点火时机可导致极端不稳定燃烧出现;煤油入口压力响应时间影响发动机的起动过程,点火时序设置由煤油入口压力达到最小值的时刻决定;点火时刻处于氧主的稳定流动段。所得结果为后期燃烧不稳定研究提供了基础。

电磁波在固体火箭尾焰中的衰减特性研究

基于CFD计算所得的固体火箭尾焰流场,建立了尾焰等离子体特征参数模型,编程计算分析研究了入射电磁波频率对尾焰电磁波衰减系数的影响,获得了不同工况下尾焰电磁波衰减系数分布云图。分析结果表明,入射电磁波频率以及来流马赫数的增加可有效降低尾焰对电磁波的衰减作用;推进剂中铝粉含量的增加可显著增强尾焰对电磁波的衰减作用;火箭飞行高度的增加可后移尾焰电磁波干扰区域。

低温等离子体对甲烷/氧反扩散火焰影响的实验研究

为探究低温等离子体对甲烷/氧反扩散火焰的影响,通过对同轴式喷注器环缝甲烷射流施加介质阻挡放电产生甲烷等离子体,综合采用多种测量手段实验研究了多种工况下该低温等离子体特性及火焰关键参数的变化。结果显示,放电击穿电压随混合比增大而减小,电流脉冲数量和幅值则随混合比增大而先增加后减小;甲烷等离子体呈灰白色,低电压下提高气体流量则放电有所减弱;受等离子体气动效应作用,放电后甲烷射流角有所增大,且电压越高射流角越大,增幅则逐渐减小,过高激励强度下射流发生失稳;等离子体通过改变燃料和氧化剂的掺混而影响甲烷/氧反扩散火焰的形态,使得火焰中心高度总体有所下降,特征长度缩短,释热强度则有所增加,其中小流量、低混合比条件下作用效果更明显;喷注器功率则随混合比上升而先增大后减小。

连续旋转爆轰发动机流场三维数值模拟

对连续旋转爆轰发动机(continuous rotating detonation engine,简称CRDE)流场进行了三维数值模拟.数值计算获得同轴圆管腔内CRDE的多个爆轰循环过程.依据计算获得流场,分析了可燃气入射、提前燃烧、爆轰波结构等实现连续爆轰的几个关键机理问题.通过多个算例对不同来流总压时的旋转爆轰的推进性能进行了比较与分析,最后计算获得基于燃料的比冲约为2 200 s,燃料流量随总压变化呈线性增长.