单喷嘴火箭发动机高频燃烧不稳定的RANS和SBES数值模拟

为了研究不同湍流模型对高频燃烧不稳定的捕捉能力,采用非稳态雷诺时均(Unsteady Reynolds averaged Navier-Stockes,URANS)和应力混合涡模拟(Stress-blended eddy simulation,SBES),开展了单喷嘴模型火箭发动机数值仿真。化学反应与湍流的相互作用采用基于详细化学反应机理(GRI Mech 3.0)的小火焰生成流模型(Flamelet-generated manifolds,FGM)。对比试验数据,验证了模型的准确性;全面对比了URANS和SBES仿真结果;分析了燃烧室的压力波模态特性和流场动态特性。发现两者都能捕捉到高频燃烧不稳定,但URANS对动态特性的捕捉明显不足,压力振荡峰峰值与试验值相比误差高达57.6%。而SBES对包含涡脱落、湍流混合、压力波的传播等动态特性能够实现较好的捕捉,压力振荡峰峰值与试验值误差仅为7.6%。URANS结果表现出高度的对称性,而SBES结果则更加合理。燃烧室和氧管的压力振荡相互耦合,引起推进剂质量流量脉动和燃烧室突扩面周期性涡脱落。涡脱落及其与燃烧室壁面的相互作用增强了脉动释热,是维持燃烧不稳定的关键。

前置翼片式涡流发生器对燃烧室氢气燃料掺混特性的影响

超声速来流与燃料的充分掺混是超声速燃烧的关键技术,直接关系到吸气式高超声速推进系统的总体性能。本文通过在射流口前安装翼片式涡流发生器以促进燃料与空气的掺混。基于SSTk-ω湍流模型的RANS方法,对带有翼片式涡流发生器的超燃冲压发动机燃烧室模型内氢气横向喷流冷流流场进行了数值模拟,对比分析涡流发生器高度和长度不同的条件下燃烧室内的流场结构、涡流强度、氢气与空气掺混特性、燃烧室总压损失的规律。结果表明,翼片式涡流发生器能够提高涡流强度并大幅提高燃烧室内的掺混性能。随着涡流发生器高度和长度的增加,流场结构间的干扰增强,导致涡流强度和穿透深度增加,从而提升掺混效率。与不安装涡流发生器情况相比,涡流发生器能提升氢燃料的穿透深度超过170%,减少燃料掺混距离70%以上。更加复杂的流场结构同时会增大燃烧室的总压损失,并随着涡流发生器高度和长度的增加而增大。相较于掺混性能的提升,总压损失的增大幅度相对小很多,说明通过合理的参数选择,翼片式涡流发生器能够有效提升燃烧室的掺混性能。

气/液同轴离心式喷嘴流量及雾化特性实验

通过实验方法,研究气/液同轴离心式喷嘴的流量特性及气液之间的相互影响,研究压降及缩进长度对喷嘴雾化特征的影响。研究表明,液喷嘴流量受气喷嘴压降影响,流量增大或减小取决于缩进室内气喷嘴对液喷嘴产生的是引射还是堵塞作用;同一喷嘴,液膜破碎长度及液滴尺寸随压降增大而减小;液滴尺寸分布沿喷嘴横截面呈马鞍型分布,曲线的最高点和分布宽度随喷嘴几何特性及压降变化;提高气/液之间的相对运动速度,可提高雾化质量;随着缩进长度增大,雾化质量明显变好。

喷口长度对离心喷嘴雾化特性的影响

为了研究喷口长度对离心喷嘴雾化特性的影响,对长喷口离心喷嘴内部流动状况进行了理论分析。采用高速动态测量分析系统,以水为模拟介质,对离心喷嘴流量、液膜展开角、喷雾场轴向速度等参数在不同压降工况下,随喷口长度的变化进行了试验研究。结果表明:喷口长度的增加使离心喷嘴流量增大、液膜展开角减小、喷雾场轴向速度降低;推导了长喷口离心喷嘴流量系数和液膜展开角的经验公式,该公式可供实际工程应用参考。

液体离心喷嘴喷雾场动态特性的初步研究

为了研究喷嘴的动态特性,建立了喷嘴动态特性试验系统。采用高速动态图象测量设备,以水为模拟介质,对离心喷嘴喷雾场轴向速度、离心液膜破碎距离及表面波波长等参数进行了初步研究。结果表明:在脉动工况下,喷嘴压降及几何特性系数的变化对喷雾场轴向速度及离心液膜相关参数影响较大;所设计建造的试验系统及采用的测试仪器和试验方法可满足喷嘴动态特性研究的需要。

结构参数对敞口型离心喷嘴动态特性的影响

为了研究敞口型离心喷嘴结构参数及工况参数对其动态特性的影响,以RD120预燃室煤油喷嘴的大致结构尺寸为参考,设计一组算例进行了计算.计算结果表明:敞口型喷嘴内的流量相对振幅会随振荡频率的增加而下降,滞后相移随振荡频率的增大而单调增加.压降越大,流量相对振幅越大,相移越小.具有较大几何特性A和旋流腔长径比的敞口型离心喷嘴可以阻尼掉更多的流量振荡.敞口型喷嘴的滞后相移会随旋流腔长度的增大而线性增大,据此可以调节切向入口的轴向间距来滤除某一频率的振荡.

互击式喷嘴燃烧室燃烧效率实验

为了获得凝胶推进剂火箭发动机高效燃烧室的设计参数,依据推进剂特性,设计了7种不同结构的燃烧室,通过实验手段,研究了燃烧室特征长度、喷嘴孔径和推进剂物性等参数对燃烧效率的影响。结果表明:增大燃烧室的特征长度,增加了推进剂的停留时间,有利于推进剂充分雾化和燃烧。减小撞击孔径,提高了射流的剪切速率,降低了推进剂的粘性,可以改善雾化和燃烧效率。为了提高含碳凝胶推进剂的燃烧效率,需减小碳粒粒度或者增加燃烧室特征长度。

气液同轴式喷嘴自激振荡的试验现象和声学模型及对火箭发动机不稳定燃烧的影响

首先简述了气液同轴式喷嘴的试验现象。在一定的工作条件下，同轴式喷嘴会产生啸叫，随气、液喷注压降的连续变化，啸叫会周期地产生和消失。通过对试验现象的分析，又提出了喷嘴啸叫的声学模型：喷嘴的自激振荡是环形通道中气流与液体喷嘴气涡共振的结果。声学模型能很好地解释冷态试验现象。最后，将喷嘴自激振荡的现象与模型和液氢液氧火箭发动机的不稳定燃烧的热试结果进行了比较。声学模型能较好地解释热态试车的主要结论。以同轴式喷嘴为喷注器的液氢液氧火箭发动机的高频不稳定燃烧现象有可能是喷嘴自激振荡引起燃烧室中压力振荡的结果。

模拟空间环境下射流雾化特性实验

为了深入研究空间环境下液体工质的喷射雾化特性,搭建了空间环境模拟实验系统,综合研究了真空环境下饱和蒸汽压、喷嘴直径、雷诺数和溶气等对液体射流雾化特性的影响。试验结果表明:闪蒸是真空环境下射流雾化的主要因素,射流雾化过程中闪蒸强度主要由工质饱和蒸汽压决定;喷嘴直径主要通过三方面的影响对射流雾化起作用:流动状态、湍流强度和气泡生长周期;雷诺数对真空雾化的影响主要涵盖以下三点:出口速度、流动状态和闪蒸过程;溶气对射流雾化有明显的影响作用,影响途径是通过气泡的不稳定生长和微爆作用。

振荡环境下推进剂液滴亚临界蒸发响应特性

针对推进剂液滴在惰性气体中的蒸发过程建立了非定常物理模型 ,并应用全隐差分格式离散模型方程进行数值求解。研究了液滴蒸发过程对环境气体压力振荡的响应特性 ,可为液体火箭发动机不稳定燃烧分析提供理论基础。

双股互击式喷嘴凝胶水雾化特性试验

采用激光全息技术,研究了双股互击式喷嘴的撞击角、射流速度、射流初始状态和在液流中预混入气体对凝胶水雾化性能的影响,并与水进行了对比。研究表明:相同条件下,与水相比,凝胶水难以雾化;增加喷嘴撞击角和射流速度有利于凝胶水的雾化;表面粗糙孔喷嘴和液流中预混入气体有助于凝胶水的雾化。

速度比对气-气喷嘴燃烧性能的影响

为研究应用于全流量补燃循环发动机的气-气喷嘴,开展气氢/气氧为推进剂的同轴剪切喷嘴的热试试验研究。通过测量燃烧室压力和燃烧室壁面温度,研究氢氧速度比变化对燃烧效率和对燃烧室热载荷的影响。结果显示燃烧效率受到速度比和推进剂喷射绝对速度的影响;燃烧室热载荷随速度比增大而增大。气-气喷注器的设计应选择小的氧喷注压降和适合的速度比。

敞口型离心喷嘴动力学特性理论分析

本文从理论上对敞口型离心喷嘴的动态特性进行了分析,考虑了旋流腔内轴向分速对流量振荡的影响,推导出敞口型喷嘴动态特性的计算公式。选取敞口型和同类别收口型离心喷嘴为算例,分别计算敞口型离心喷嘴和收口型离心喷嘴的动态特性。计算结果表明:敞口型离心喷嘴动态的流量相对振幅比同类别收口型离心喷嘴小得多,而且其幅频特性和相频特性变化稳定。

基于凹槽火焰稳定器的煤油超声速燃烧试验

在直联式超声速燃烧试验台上进行了煤油的超声速燃烧试验，使用了4种不同结构的凹槽火焰稳定器和多种直径的煤油喷嘴，煤油当量比0．24～1．32，引导氢当量比0．53，在多种工况下均实现了煤油的成功点火和稳定燃烧．通过测量燃烧室壁面静压分布比较不同工况下煤油燃烧性能．研究发现：凹槽结构对煤油的点火性能影响较大，较大的凹槽长深比更有利于煤油的点火，部分凹槽能在无引导氢条件下实现煤油自燃点火；试验中使用的4种凹槽均有较好的火焰稳定效果，煤油燃烧时燃烧室壁面压力平稳；煤油当量比是影响煤油燃烧性能的最主要因素．在煤油当量比相同的条件下，较高的喷注压力能够提高煤油的燃烧性能．

高密度烃燃料雾化特性试验

采用试验手段研究了高密度烃燃料在直射式喷嘴情况下的雾化规律,采用数字图像处理技术,使用粒子图像测速系统（PIV）对其在横向高温气流中形成的喷雾场进行图像测量和分析。初步研究了气流温度、油压、气压与气流速度对高密度烃燃料雾化特性的影响,以及射流与喷嘴距离对喷雾粒子索太尔平均直径（SMD）的影响。试验结果显示：气流温度和油压的增加有助于提高高密度烃的雾化效果。在研究气流速度对其影响时,要考虑加热气流蒸发产生的影响,在雾化初始阶段速度因素占主导地位,而在下游距离喷嘴50~75mm间的某一位置开始,蒸发因素将起到主要作用。通过数值计算与实验比较,进一步说明了高温气流蒸发作用在颗粒二次雾化中的重要性。研究结果为优化设计高密度烃燃料发动机燃烧室提供依据。

喷嘴对供应系统到燃烧室压力振荡传递幅频特性的影响

从理论上分析了压力振荡由供应系统到燃烧室通过喷嘴的传递过程,推导了振荡传递过程的传递函数.讨论带有各种喷嘴的燃烧室的动态特性,对供应系统、燃烧室压强、喷嘴种类及喷嘴结构尺寸对供应系统压力振荡引起燃烧室压力振荡的影响进行了计算,得到了喷嘴在传递过程中的影响规律.

液氢液氧火箭发动机预冷与启动过程数值模拟综述

从预冷与启动过程推进剂供应管路内低温瞬变流计算、启动过程涡轮泵动态模型、燃烧室内点火过程动态模型、发动机瞬变模型的降阶方法及发动机系统动态方程解算的数值方法等几个方面 ,介绍了液氢液氧发动机预冷与启动过程数值模拟研究现状 ,分析了存在的问题 。

丙酮平面激光诱导荧光技术在喷嘴混合研究中的应用

使用丙酮平面激光诱导荧光技术对喷嘴的混合特性进行了研究,分析了示踪粒子及激励波长选择时的注意事项,对丙酮的光物理过程进行了初步研究。对直流离心喷嘴进行了6种速度比的气-气混合实验研究,得到了喷嘴下游区域的浓度分布和混合比分布情况,发现喷嘴存在临界混合速度比vr,cr,vr<vr,cr时混合较差,vr vr,cr时混合较好。

三组元双工况火箭发动机羽流发射光谱实验研究

为研究火箭发动机故障的羽流光谱诊断技术 ,对三组元双工况火箭发动机羽流发射光谱进行了实验测量。结果表明当发动机有异常杂质进入羽流时 ,羽流光谱中有该物质的显著特征光谱 ;同时 ,正常情况下羽流辐射光谱随发动机不同结构、不同工况及不同工作参数而表现出不同的特征光谱。

大流量气-气喷嘴响应面法优化设计

为研究以气氢和气氧为推进剂的同轴双剪切喷嘴设计参数对推进剂燃烧位置的影响,利用正交表指导喷嘴设计,并对燃烧室流场进行数值模拟.结果表明:在单喷嘴流量相当于航天飞机主动发动机单喷嘴流量8倍的工况下,同轴双剪切喷嘴能实现高的燃烧效率;极差和方差分析显示氢/氧的速度比是对推进剂的燃烧位置影响最大的设计参数,而中心氢流量比例和氧喷嘴的壁厚对燃烧位置的影响不显著.通过构造基于正交多项式的响应面,获得同轴双剪切气-气喷嘴的优化组合参数.