黄玉辉[1]2001年在《液体火箭发动机燃烧稳定性理论、数值模拟和实验研究》文中认为本文结合非平衡热力学、小波分析、非线性动力学等非线性学科,建立燃烧稳定性理论模型,发展两相喷雾燃烧非定常数值模拟程序,利用激光测粒系统,发动机高频热试系统等测试手段,重点围绕液体推进剂的化学动力学过程,对燃烧不稳定进行了较为系统的理论、仿真和实验研究。 ●建立非线性场振子模型,比较燃烧速度对压力导数前叁项系数的作用。 ●提出均匀反应器声振模型。发现燃烧区的传热是燃烧过程的Hopf分岔参数:化学动力学过程也具有频率选择、频率牵引和非线性激发的特点。 ●建立时空作用模型。提出不同声振模式之间的竞争与合作概念。发现若非线性互饱和系数较小,各振型共同分享振动能量;否则,只能有一个主振型振荡。 ●用非平衡热力学分析燃烧不稳定。结果表明由扩散控制的蒸发过程不可能包含振荡激励机理。得到燃烧稳定性一般热力学判据。 ●数值研究燃烧室的一维非线性声学。发现压力和速度主要体现声特征,熵和组分主要体现流特征,而密度和温度既体现声特征又体现流特征。 ●用EBU模型叁维数值研究气相湍流火焰。EBU模型不包含燃烧振荡机理。结果表明用包含着火和灭火过程的EBU模型可以产生燃烧振荡,但不会持续太久。 ●用简化多步化学反应动力学数值研究气相火焰。发现高活化能的预混火焰比扩散火焰容易产生振荡,但振荡难以持久。 ●用简化多步化学反应动力学数值研究液氧/煤油,气氧/煤油/气氢,和液氧/气氢喷雾火焰。自激燃烧振荡形成极限环。增加气氢占燃料的质量比,增加气氧的喷射速度都有助于提高燃烧稳定性。提出判定燃烧不稳定敏感区的方法。喷嘴附近温度适中的预混区为燃烧振荡提供了能量。 ●实验发现并研究YF-75发动机同轴离心式喷嘴的自激振荡。这是中心气涡与气体通道中的气流共振的结果。对喷雾的滴径分布和喷嘴下游的流强分布产生重要影响。 ●用充填,气动噪声,脉冲枪和扩音器实验研究燃烧室的各种声学响应。实验研究液氧/气氢/煤油叁组元两工况发动机在不同结构和工作条件下的燃烧稳定性。发现氢气的加入对烃/氧燃烧稳定性的提高不是绝对的。 ●提出判定燃烧不稳定激励机理的实验方法,并提出第叁种燃烧不稳定控制方法。
赵娜[2]2013年在《液体工质在小尺度空间喷雾特性的实验研究与数值模拟》文中研究说明小推力液体火箭发动机已广泛应用于航天飞机、飞船、动能拦截器、卫星、多级运载器之中,其作用主要是轨道修正、姿态控制、航天器的对接和交会、着陆等,是现代空间飞行器中不可缺少的组成部分。而正确地组织燃料在液体火箭发动机中的雾化燃烧过程,对提高发动机的工作可靠性、工作寿命、经济性和稳定性具有重要的意义。本文以小尺度液体火箭发动机为背景,针对HAN基液体推进剂模拟工质,设计了叁种喷嘴结构：离心式喷嘴,撞击式喷嘴和空气雾化喷嘴,就其在大气环境中和小尺度模拟燃烧室内的喷射喷雾特性进行了相关实验和数值模拟研究。主要研究内容及成果如下：(1)采用高速录像系统对离心式喷嘴的喷雾锥角特性进行了定量测试。结果表明：不同结构的离心式喷嘴,其喷雾锥角均随着喷射压力的升高而增加；双旋流槽离心式喷嘴,其喷雾锥角随HAN基液体推进剂模拟工质粘度的增加先增大后减小；四旋流槽离心式喷嘴,其喷雾锥角随液体工质粘度的增加而线性减小；在相同的喷射压力和液体工质粘度条件下,喷嘴出口直径越大,喷雾锥角越大。(2)采用粒子动态分析仪(PDA)实验系统对离心式喷嘴在大气环境中和小尺度模拟燃烧室内雾化参数的分布特性进行了实验测量。结果表明：对于不同喷口直径的离心式喷嘴,HAN基液体推进剂模拟工质雾化场液滴索特尔平均直径D32均随着喷射压力的升高而减小；在相同的喷射压力下,喷口直径越小,液滴粒径D32越小；对于喷口直径Du=1mm的离心式喷嘴,雾化场液滴轴向速度vz沿轴向先减小后基本不变；对于喷口直径Du=2mm的离心式喷嘴,雾化场液滴轴向速度vz沿轴向先增大后减小。(3)采用PDA实验系统对撞击式喷嘴在大气环境中和小尺度模拟燃烧室内雾化参数的分布特性进行了实验测量。结果表明：HAN基液体推进剂模拟工质雾化场液滴算术平均直径D1o和索特尔平均直径D32沿轴向逐渐增加,而液滴vz沿轴向逐渐减小；喷射压力越大,液滴平均直径越小；在0.8-1.8MPa范围内,液滴轴向速度vz随喷射压力升高而增大；在1.8-2.6MPa范围内,液滴vz变化较小。在相同的喷射压力条件下,液体模拟工质粘度越大,液滴D10、D32值越大,而液滴轴向速度v=值越小。此外,在相同的喷射压力和液体模拟工质粘度条件下,小尺度模拟燃烧室内雾化场液滴平均直径和轴向速度轴均大于大气环境中的值。(4)采用PDA实验系统对空气雾化喷嘴在大气环境中和小尺度模拟燃烧室内雾化参数的分布特性进行了实验测量。结果表明：HAN基液体推进剂模拟工质雾化场液滴平均直径D10和D32沿轴向波动增加,液滴轴向速度v=沿轴向是逐渐减小的；当液体喷射压力不变时,气体喷射压力越高,液滴D10、D32值越小,液滴vz越大；当气体喷射压力不变时,液体喷射压力越大,液滴D10、D32值越大,而液体喷射压力对液滴vz的影响较小。(5)引入统计学中的离散系数,对离心式喷嘴、撞击式喷嘴和空气雾化喷嘴在大气环境中和小尺度模拟燃烧室内的雾化场参数的空间分布均匀性进行了定量分析研究。结果表明：喷射压力和壁面限制作用都会对雾化场参数分布均匀性产生影响。离心式喷嘴和空气雾化喷嘴雾化场液滴参数在大气环境中周向分布均匀性优于小尺度模拟燃烧室内的。而撞击式喷嘴雾化场液滴平均直径在小尺度模拟燃烧室内分布均匀性优于大气环境中；在r<12mm的径向范围内,小尺度模拟燃烧室内液滴轴向速度的分布均匀性较好；在r>15mm的径向范围内,大气环境中液滴轴向速度的分布均匀性优于小尺度模拟燃烧室内。(6)基于VOF模型,建立了一种叁维非稳态气液两相流模型,对离心式喷嘴内HAN基液体推进剂模拟工质流动特性进行了数值模拟研究。模拟结果表明：该模型可以捕捉到离心式喷嘴内的气液界面变化；旋流室内的空气核在周围液体带动下旋转,并在气液交界面形成气液掺混带；喷雾锥角随着时间推移逐渐减小,并趋于稳定；旋流室越长,喷雾锥角越小；旋流室收缩角越小,喷雾锥角越小；液体模拟工质粘度越大,喷雾锥角越小。喷雾锥角的数值模拟结果和实验结果吻合较好。(7)在离心式喷嘴实验基础上,采用离散相DPM模型建立了一种叁维非稳态模型,对HAN基液体推进剂模拟工质在大气环境中和小尺度模拟燃烧室内喷雾特性进行了数值模拟。模拟结果表明：增大液体喷射压力有助于细化雾化场液滴粒径和提高液滴运动速度；增大液体粘度恶化雾化效果；在相同的喷射条件下,小尺度模拟燃烧室内液滴粒径小于大气环境中,液滴轴向速度在两种喷射环境中相差较小。离心式喷嘴雾化场参数的数值模拟结果和实验结果吻合较好,说明所建立的模型可以对离心式喷嘴喷雾特性进行定量研究。(8)在撞击式喷嘴实验基础上,采用DPM模型建立了一种二维非稳态模型,对HAN基液体推进剂模拟工质在大气环境中和小尺度模拟燃烧室内的喷雾特性进行了数值模拟。模拟结果表明：在大气环境中,撞击射流在撞击点后,形成了以撞击点为顶点的对称锥形雾化场分布,液相质量分数在空间呈现“梭形”分布；撞击角度越大,液滴群沿径向扩散范围越大,雾化场中心的小颗粒液滴也越多；液体工质粘度越大,液滴D32越大,而液滴vz越小。在小尺度模拟燃烧室内,受壁面限制,液相质量分数分布不像大气环境中那样的“长梭形”,而是扩张为“扇形”；撞击角度越大,液滴D32越小,液滴v=也越小。在相同的喷射压力下,大气环境中液滴D32和vz小于小尺度模拟燃烧室内。撞击式喷嘴雾化参数的数值模拟结果和实验结果具有较好的吻合性,说明采用该模型可以对撞击式喷嘴进行定量模拟。
丁佳伟[3]2017年在《液/液同轴旋转射流稳定性及液膜破碎机理研究》文中研究说明双组元液体火箭发动机是航天运载系统中的主要动力,是航天发展的基础与核心。在双组元液体火箭发动机中,液体燃料和氧化剂的雾化、蒸发和混合过程,其均匀性和效率直接影响燃烧的稳定性和燃烧效率,进而影响发动机的工作效率和稳定性。因此研究喷注单元的雾化特性和推进剂雾化机理对发动机的设计具有重要意义。液/液同轴离心式喷嘴由于其雾化效率高,雾化效果好而得到广泛应用。本文以液/液同轴离心式喷嘴产生的液/液同轴旋转射流为研究对象,针对其射流形态、液膜破碎特性、射流稳定性、近喷嘴区表面波特性及流场特性等展开深入研究,系统深入地对液/液同轴旋转射流液膜的破碎机理进行揭示,为双组元液体火箭发动机喷注器及燃烧室的设计提供理论支持。采用实验方法对液/液同轴旋转射流的形态及液膜破碎特性进行研究。建立了液/液同轴旋转射流实验台,其中包括台架、挤压式液体供应系统、液/液同轴离心式喷嘴以及光学拍摄系统和粒度测量系统等。基于喷雾图像分析了液/液同轴旋转射流破碎过程,对不同喷射参数下液/液同轴旋转射流形态进行了分析。研究了内、外路喷射参数对液/液同轴旋转射流液膜破碎特性的影响规律,揭示了射流喷射We数对液膜破碎特性的影响机制;划分了不同喷射参数下的射流初次破碎区、二次破碎区及碰撞聚合区,揭示了沿射流轴向方向不同区域的液滴分布规律。针对液/液同轴旋转射流液膜碰撞后形成的双层液体圆环旋转射流,基于线性稳定性理论,建立描述其表面波稳定性的色散方程,基于Muller方法对时间模式下的色散方程进行了数值求解,并对色散方程进行验证分析。研究了近反对称波形和近对称波形的扰动对射流稳定性的影响,明确了对液膜的破碎过程起到支配作用的为近反对称波形的扰动。对不同角向模数下的扰动增长率的变化情况进行了分析,表明射流破碎是不同模式的扰动共同作用下的结果。分析了液/液同轴圆环旋转射流各无量纲参数对射流支配扰动增长率和支配扰动波数的影响规律,揭示了液体旋转强度、液体流速比、气液密度比、表面张力及液膜曲率对射流稳定性的影响机制。基于大涡模拟方法和VOF方法,在OpenFOAM中实现了液/液同轴旋转射流气液两相流大涡模拟求解器的开发。在求解器中耦合了自适应网格方法,并对气液两相流大涡模拟求解器在集群工作站上进行了编译,实现了集群多节点间的并行计算,为液/液同轴旋转射流破碎机理的数值模拟研究提供了有力工具。采用气液两相流大涡模拟求解器对液/液同轴离心式喷嘴内部流动进行了数值模拟,基于模拟结果对液/液同轴离心式喷嘴内部流场特性进行了研究,揭示了喷嘴内不同区域液体速度的变化规律;明确了喷射压力对喷嘴内液体分布、喷嘴出口液膜厚度、喷嘴出口速度分布等特性的影响规律,阐明了喷嘴出口速度对液膜锥角的影响机制。采用气液两相流大涡模拟求解器对液/液同轴旋转射流液膜破碎过程进行数值模拟,得到了液/液同轴旋转射流喷束结构及流场信息。对液/液同轴旋转射流破碎形态进行了分析,包括射流整体喷雾形态及近喷嘴区的液膜形态;分析了射流表面速度分布及速度场特性,揭示了旋转射流回流区形成机制及气液间相互作用对射流破碎特性的影响机制;分析了近喷嘴区域液膜表面波形态,明确了近喷嘴区内、外路液膜相互作用下的表面波特性及其产生机制;研究了液/液同轴旋转射流液丝破碎机理,明确了液丝破碎机制为表面张力驱动下的瑞利型破碎,明确了液丝破碎的长度尺度。
尕永婧[4]2012年在《液氧煤油模型发动机高频燃烧不稳定性研究》文中指出高频燃烧不稳定性在液体火箭发动机燃烧室中常常发生，对发动机的正常工作具有破坏性作用。然而，对高频燃烧不稳定性发生和演化的机理至今尚未完全理解。因此，开展液体火箭发动机中高频燃烧不稳定性的研究具有十分重要的学术意义和应用价值。实现了液氧煤油模型火箭发动机推力室内叁维非稳态湍流两相燃烧与流动过程的RANS模拟。获得的流向平均速度分布和燃烧室压力与他人实验定量相符，并在初边值条件不施加任何扰动的情况下，得到了燃烧室内自激压力振荡过程，相应的主频与实验结果一致，表明本文所预测的自激高频压力振荡结果是可信的。在压力振荡随时间的变化中存在压力陡峰现象，对其形成原因进行分析表明，燃料液滴达到临界状态瞬时气化使燃烧室局部迅速形成可燃预混气团，并发生准等容燃烧过程，出现了压力和温度大幅上升的定容弹效应，从而产生“压力峰”。“压力峰”在燃烧室内的时空分布表明，其会频繁、随机地出现在燃烧室喷注器面板附近的区域，并在燃烧室中不断传播与反射，最终激励出高频燃烧不稳定现象。基于局部压力波传播时间与化学反应特征时间之比定义的第叁Damk hler数与“压力峰”相对应，进一步揭示了引发“压力峰”的准等容燃烧机制，并可较好的区分燃烧室中的准等容燃烧，介于等容与等压之间的燃烧和等压燃烧过程。研究了室压、液滴直径和温度对自激压力振荡的影响。结果表明，当室压低于燃料临界压力时，因不具备“压力峰”的形成条件而稳定性较好。随着液滴直径由小变大，自激压力振荡将由弱变强再变弱。当液滴较小或较大时，因不存在“压力峰”的形成条件，或形成的“压力峰”远离喷注器壁面而不能与剧烈化学反应区相耦合，使得压力振荡难以维持；而当处于某一中间直径时，“压力峰”在传播过程中会与喷注器壁面附近的剧烈反应区耦合，从而形成高频、高幅值的压力振荡。随着液滴初始温度的增加压力振荡将加强，相应分析与液滴直径的影响分析一致。隔板对自激高频燃烧不稳定性抑制作用的研究表明，隔板可以有效抑制燃烧室内的压力自激振荡过程，但并不能消除“振源”，仅能抑制由“振源”产生的压力波的传播过程来减弱燃烧室内“振源”区之间的耦合作用。并且隔板存在最优的长度区间，大于这个区间，自激压力振荡将会在隔板腔内长时间驻留，从而耦合出较强的声学振荡而削弱抑制效果。
刘宁[5]2008年在《再生式液体发射药火炮喷雾燃烧理论及数值模拟研究》文中研究说明为深入认识再生式液体发射药火炮(Regenerative Liquid Propellant Gun,RLPG)喷雾燃烧过程,研究压力振荡的产生机理及抑制措施,本文从RLPG燃烧室一维颗粒轨道模型建模与仿真、高速环形射流破碎雾化机理、多维多相反应流动建模与仿真等方面,研究了RLPG膛内喷雾燃烧过程及压力振荡现象。具体研究内容如下:建立了RLPG燃烧室一维颗粒轨道模型,气相控制方程采用非稳态欧拉方程组,液相用拉格朗日方法描述,方程组的源项反映了气液两相之间的耦合,研究了欧拉一拉格朗日混和方程的数值算法。数值模拟了RLPG喷雾燃烧过程和压力振荡现象,得到了物理参量的时空分布。通过小波分析提取燃烧室低频信号进行试验压力频谱分析,分析了仿真压力振荡的产生机理;通过改变再生喷射结构参数及采用不同型号的发射药等方法讨论了抑制燃烧室纵向压力振荡的有关措施。研究了轴对称两维多相反应流动数值计算方法。推导了二维轴对称气相控制方程及液滴运动方程在任意曲线坐标系下的方程形式。为了便于采用有限差分法离散控制方程,采用贴体坐标系统,将燃烧室变换成计算空间内矩形区域,研究了两种贴体网格生成方法,并对RLPG燃烧室进行了网格划分。采用二阶精度的MacCormack预估校正两步差分格式离散气相控制方程,给出了稳定性条件和人工粘性条件。基于运动控制体方法推导了活塞端面处和弹底网格的差分格式。对于液滴控制方程采用了求解析解的方法计算,推导了计算公式。分析了源项的计算方法,给出了气液两相耦合源项的详细计算式。基于液体射流表面波理论和线性稳定性分析,建立了RLPG高速环形射流破碎雾化模型,并考虑了液滴的二次雾化过程。应用此模型计算了环形射流喷雾形态和主要雾化特性参数,包括贯穿度、滴径时空分布等,并讨论了各主要因素对环形射流雾化性能的影响。计算结果表明,环形射流向喷嘴下游运动过程中内部空腔不断收缩,最终聚并成与圆柱形类似的射流向前运动,喷雾场前缘多为大颗粒液滴;在轴向某一固定位置,平均直径随时间逐渐减小并趋于一稳态值;在空间上平均直径随轴向距离的增加先减小后增大呈凹谷型分布;通过增大喷射压力和减小喷口间隙可改善射流的雾化效果。该模型的建立进一步完善了基于环形喷嘴的RLPG喷雾燃烧过程多维多相流数学模型。对RLPG再生喷射过程进行了试验研究,得到了燃烧室压力振荡信号,讨论了试验数据的信号处理方法。编写了RLPG喷雾燃烧过程多维多相流数值计算程序,考虑了环形射流的破碎雾化过程。通过数值模拟得到了二维条件下燃烧室热态流场中的射流形态,及各物理参量的时空分布规律。模拟出了燃烧室大幅高频压力振荡现象,通过分析燃烧室声学特性可知,压力振荡主振型为径向二阶振型,仿真结果与试验压力频谱分析结果基本吻合。从液体药燃烧稳定性和燃烧室内声学过程两方面分析了压力振荡的产生机理,讨论了压力振荡的抑制措施。
李大鹏[6]2002年在《叁组元火箭发动机推力室工作过程实验研究与数值仿真》文中指出本文从实验、仿真两个方面对叁组元液体火箭发动机推力室的工作过程进行了研究。 实验方面，首先设计了针对叁组元发动机推力室工作过程进行试验的试验系统，包括推进剂供应系统与冷却水供应系统、控制系统以及压力、温度、流量的测量采集系统；其次，设计出符合试验要求的缩尺发动机；最后针对所设计的试验系统和发动机，进行了不同工况的试验，对所得数据进行了分析处理，得到了不同工况下燃烧效率和燃烧稳定性特性。 仿真方面，对叁组元发动机推力室的稳态燃烧过程进行了数值模拟，分析了推进剂各组元和各燃烧产物组分在推力室内的分布。
刘景华[7]2007年在《过氧化氢发动机动态特性研究》文中研究指明以过氧化氢为氧化剂的液体火箭发动机具有广泛的应用前景,其动态特性是研制中的难题之一。本文综合采用理论分析、数值仿真和实验研究等多种手段,对过氧化氢发动机的动态特性进行了全面深入的研究。针对液体火箭发动机系统的特点,提出了混合维仿真方法。对静态参数混合、动态参数混合和动态直接混合的叁种维度混合方式,分析了其相关理论问题。在静态参数混合中,以过氧化氢喷嘴为例,研究了流量系数随结构参数和工作参数的变化。在动态参数混合中,首先应用有限元方法,分析了弹簧的模态和频响特性,再应用系统辨识的方法,建立了弹簧的二阶模型,指出:由于存在死圈,弹簧的等效质量应为总质量的40%,并据此对压力调节阀进行了仿真;通过对文氏管进行二维CFD仿真,建立了文氏管的黑箱和灰箱模型,计算表明,文氏管在动态反压下,输出流量将有±3.3%的波动。对某发动机的启动过程开展了仿真研究,分析了该发动机隔离阀前出现压力突然下降的原因,特别指出压力降不是与流量变化值相关,而是与流量变化的速率相关。提出了相应的解决措施,包括:(1)改变管路尺寸;(2)调节流量变化曲线;(3)在隔离阀前加装蓄能器。针对某过氧化氢/煤油发动机出现关机爆炸的现象,开展了包含传热、两相流在内的关机过程仿真,对氦气吹除的效果进行了评估,得到了不当的氦气吹除反而造成温升的结论。提出了过氧化氢延时关机方案,通过对过氧化氢冷却和吹除气冷却的效果进行研究,得到了最佳的关机时序。开展了以低浓度过氧化氢/低浓度酒精为推进剂的发动机实验。(1)开展了催化分解实验,对催化分解效率、活化时间、催化剂寿命等进行了研究,得到了催化床的设计准则;利用孔板和隔板,成功消除了过氧化氢催化床中存在的低频不稳定。(2)研究了燃烧室构型、喷注器结构、催化分解效率、工作参数等对燃烧性能的影响,得到了提高燃烧效率的途径。(3)从推进剂浓度、喷注压降、点火能量、点火时序等方面开展了点火研究,突破了低浓度推进剂发动机的点火这一关键技术。(4)过氧化氢发动机中长期存在低频振荡,通过分析影响振荡的各种因素,提出了相应解决方案,攻克了这一技术难关。研制了一系列高效、稳定、快速的过氧化氢发动机,所采用的过氧化氢浓度可以为90%,70%,50%,工作室压为1.9～4.0MPa,发动机流量为0.6～7.7kg/s,理论燃烧温度为900～1800K。这些发动机所生成的高温燃气具有广泛用途。针对实验中的不稳定现象,综合采用各种维度混合方式,建立了过氧化氢发动机的混合维仿真模型。(1)稳态仿真表明:在低浓度酒精发动机中存在着“酒精先蒸发”现象,使局部温度大于理论温度,这一定程度上解释了实验中出现的喷注面板烧蚀现象;燃烧效率的仿真结果与实验结果较为吻合,偏差不超过6%。(2)建立了发动机稳定性的理论分析模型,对实验发动机而言,当燃烧时滞大于13ms时,系统将不稳定。(3)仿真所得到的系统振荡频率与实验的频率接近,趋势一致,说明混合维仿真具有较高实用价值;研究了喷注压降、余氧系数等对发动机不稳定度的影响,表明:过低的喷注压降会引起系统振荡,过高的压降会造成发动机熄火。(4)提出了一种部分催化的单调变推力发动机方案,该发动机具有宽范围的稳定性和良好的调节性。
方昕昕[8]2015年在《液氧/甲烷针栓式喷注器雾化及燃烧特性研究》文中研究表明液氧/甲烷针栓式变推力发动机具有结构简单、无毒、高比冲、燃烧稳定和推力调节范围大等优点,具有广阔的应用前景。本文通过理论分析、试验研究以及数值仿真等方法研究了针栓式喷注器锥形液膜破碎过程、雾化特性以及燃烧性能,并且分析了喷注器结构参数对其影响规律,为变推力发动机的设计提供参考。首先,分析得到了针栓式喷注器设计的基本准则。通过理论分析,得到了不同推进剂喷注通道形式下推进剂的流量调节特性,表明理论上针栓式喷注器能够实现任意形式的推进剂流量变化曲线。其次,研究了针栓式喷注器锥形液膜一次破碎过程。分析了针栓式喷注器与离心式喷嘴锥形液膜的异同。建立了无旋锥形液膜线性不稳定理论模型,求解色散方程,分析了喷注压降等参数对锥形液膜破碎过程的影响规律,并与试验结果对比,得到了C参数经验关系式、(7)(8)0lnbηη值以及破碎长度、破碎时间和扰动波波长随喷注器结构参数变化规律。结果表明无旋锥形液膜破碎模型可用于针栓式喷注器液膜破碎过程定性分析。然后,使用马尔文测量仪和高速摄影等试验手段,研究了针栓式喷注器稳态喷雾特性。分析了SMD、液滴分布均匀度指数以及雾化锥角等参数随气液流量比比和狭缝宽度的变化规律。试验表明,由于气动力的作用,当气液流量比大于0.206时,雾化边界可分为两段:上面段为收缩段,下面段为等直径段。最后,对针栓式发动机进行数值仿真,研究了喷注器以及燃烧室的主要结构参数对发动机流场结构及燃烧性能的影响规律。针栓式发动机中存在两个回流区,提高了发动机燃烧稳定性及燃烧效率。燃烧室壁面前半段附近的燃气温度较低,降低了发动机的冷却需求。此外,环缝形式的针栓式发动机燃烧室内会形成反应物“封闭区”,对发动机燃烧效率的提高影响很大。为提高发动机性能,应将针栓式喷注器内侧燃料喷注通道改进成喷孔形式。
莽珊珊[9]2013年在《整装式含能液体高压瞬态燃烧稳定性控制方法及机理研究》文中研究说明瞬态高温、高压条件下的燃烧不稳定是阻碍整装式含能液体燃烧推进技术发展的一个瓶颈问题。本文对整装式含能液体燃烧稳定性问题的研究历程进行了回顾,基于目前的研究现状,结合整装式含能液体燃烧推进过程的特点,分析了燃烧不稳定的影响因素,提出了通过燃烧室边界形状的约束和诱导作用来控制流动不稳定的发展,进而提高燃烧稳定性的方法,开展了相关机理的实验和理论研究。主要研究内容和结果如下：(1)整装式液体中高温燃气射流扩展与掺混过程实验研究在实验方面,采用将流动和燃烧过程剥离的冷态实验方法,建立了用于观测高压热气流与整装式液体工质相互作用过程的实验系统,设计了圆柱形与多级渐扩型圆柱观察室,采用高速录像系统,研究高压热气流与整装式液体工质相互作用规律,重点观测了Taylor空腔在多级渐扩型圆柱观察室中的扩展形态以及液体工质被卷吸过程,分析了气液湍流掺混特性,研究了阶梯渐扩型燃烧室结构尺寸、初始点火激励条件对射流扩展过程的影响。实验结果表明,射流扩展过程中在气液交界面上产生Taylor不稳定和Helmholtz不稳定,形成了气液交界面的掺混；圆柱形结构中,射流轴向扩展迅速,径向扩展缓慢,将导致Helmholtz不稳定效应为主的气液掺混机制,射流扩展过程的随机脉动性较大；多级圆柱渐扩型结构中,当射流扩展到渐扩台阶处,诱导径向湍流度增强,使Taylor空腔能很快充满整个边界,在一定程度上降低了射流轴向扩展的随机脉动性,抑制了Helmholtz不稳定效应；渐扩型观察室的形状对射流扩展过程的影响可以用渐扩结构因子△D/L表征,当△D/L)较小时,射流的轴向扩展相对较快；射流扩展过程与观察室渐扩型尺寸及射流强度有关,通过这些参数的合理匹配可以实现对射流发展过程的控制；端盖的滞止作用会造成射流的回流现象,气液面破碎随机性增加,使高速气流与液体间的湍流掺混过程更加复杂。(2)燃气射流在整装液体中扩展过程的数值模拟建立了二维轴对称气液两相湍流模型,对叁级阶梯渐扩型、圆锥渐扩型和圆柱型充液室内的燃气射流扩展过程进行了数值模拟。通过对不同边界下高压燃气射流扩展过程的实验和数值模拟,得到如下结论：充液室边界形状可显着影响高压燃气射流在整装液体中的扩展过程,渐扩型观察室台阶处出现涡流,诱导射流径向扩展,可抑制Taylor空腔轴向发展的随机性,减小气液交界面上Kelvin-Helmholtz不稳定效应的影响,当渐扩结构几何尺寸与Taylor空腔发展相匹配时,燃烧室边界形状在一定程度上可减缓燃烧不稳定的发展。二维轴对称气液两相湍流模型能够反映出燃气射流的扩展规律和特点,计算得到的Taylor空腔扩展形态和扩展速度与实验结果吻合较好。数值模拟结果揭示出液体破碎、卷吸和涡流形成等射流气液两相界面的演变特性,是对实验的补充。(3)多级渐扩型模拟推进装置的燃烧特性实验研究设计了整装式含能液体的高压燃烧推进实验装置,采用瞬态压力测试技术,在200-500MPa工作压力下,开展了针对多级圆柱渐扩型燃烧室的燃烧推进实验,对瞬态压力测试数据进行了信号分析和特征提取,研究了系统燃烧压力振荡问题,探讨了燃烧室结构参数、含能液体类型等因素对系统燃烧稳定性的影响规律。实验表明：整装式液体药的燃烧推进过程具有非线性,压力振荡的频谱表明系统含有类似混沌运动的非线性特征；阶梯渐扩型燃烧室有利于减弱燃烧室压力振荡,提高燃烧推进过程的稳定性；阶梯数量、阶梯渐扩因子△D/L等结构参数影响燃烧推进过程稳定性,增大△D/L有利于减小压力振荡,但阶梯数量应有一个最佳值,并非越多越好；不同种类液体药的燃烧推进过程稳定性表现出一定差别。(4)整装式含能液体高压燃烧推进过程的数值模拟建立了集总参数计算模型,计算出的弹丸出膛速度与实验相比基本吻合,表明集总参数模型能够反映燃烧推进过程的整体变化规律,但对于燃烧过程中出现的压力脉动现象,难以通过集总参数模型体现出来；另外,从多相流体力学、湍流燃烧等理论出发,建立了二维轴对称气液两相流动与燃烧模型,对整装式含能液体的燃烧推进过程进行了数值模拟,刻画出了气穴扩展、液柱加速等燃烧推进过程的主要特征,获得了质量分数、温度、压力等参数的时空分布。计算模型可以模拟出燃烧室的压力振荡现象,阶梯型燃烧室压力的模拟结果与实验曲线符合较好,从数值模拟角度进一步验证了阶梯型结构对增强燃烧稳定性有重要作用。通过实验研究和数值模拟,揭示了采用阶梯渐扩型燃烧室边界、通过诱导燃气射流径向扩展来增强燃烧推进过程稳定性的控制机理,研究成果对实现整装式液体炮燃烧稳定性控制具有重要的参考价值。
崔兴达[10]2014年在《超声速气流中低频燃烧振荡问题研究》文中研究指明在模拟飞行Ma4和Ma5.5两种来流条件下,本文对不同模型发动机燃烧室内稳焰凹腔上游不同位置乙烯横向喷注的低频燃烧振荡特性开展了试验研究,并结合准一维和二维数值计算方法,对燃烧振荡机制进行了分析。近凹腔喷注实验结果表明,燃烧室内出现了明显的低频燃烧振荡,频率分布范围较宽,且振幅较弱,由热声不稳定性所主导。结合火焰高速摄影和流场纹影分析认为,该工况下燃烧室内存在较大范围的亚声速区域,下游燃烧区的非定常放热引起的扰动能有效影响上游的预燃激波或燃料喷注混合过程,从而形成闭环反馈。同时排除了燃料流量脉动和加热器来流脉动是造成燃烧室内低频燃烧振荡的影响因素。根据实验结果和相关理论分析,并通过引入一个修正系数,对燃烧室内释热引起的压力扰动与火焰位置振荡进行了关联,建立了分析模型。采用该模型的准一维数值计算方法能够对燃烧室内的热声不稳定性进行初步评估。计算结果显示与声学耦合的预燃激波与火焰区之间的声学—对流反馈循环是压力振荡重要来源。对近距离喷注的并联凹腔燃烧流场进行了二维数值计算,结果显示,燃烧室存在较强的释热波动,并导致温度场、激波串以及燃料射流发生变化,有可能引发燃烧振荡。远凹腔喷注实验结果表明,燃烧室内出现了以周期性火焰逆传和火焰吹脱为特征的大幅低频燃烧振荡现象,并伴随有明显的周期性压力振荡,振幅较大,存在一个明显的固定主频。压力振荡是由火焰逆传导致局部压力场变化所主导。结合自点火和分离区分析,且通过评估两种来流条件下的火焰逆传速度,并与相同条件下的CJ爆震速度和CJ爆燃速度进行对比,对火焰逆传机制进行了分析。分析结果表明,较远喷注有利于燃料与空气充分混合形成预混区,并导致湍流火焰高速逆流,这种逆传过程质上可能是爆燃向爆震转变过程中的火焰加速传播过程,其与混合不均等因素导致的火焰吹脱过程耦合形成了具有特定频率的振荡,并给出由该过程带动的低频燃烧振荡的合理分析结果。对并联凹腔上游较远喷注的燃烧流场进行了二维计算,结果显示燃烧室内存在局部爆震,其可能是由燃烧室内的斜激波诱导产生。
参考文献：
[1]. 液体火箭发动机燃烧稳定性理论、数值模拟和实验研究[D]. 黄玉辉. 国防科学技术大学. 2001
[2]. 液体工质在小尺度空间喷雾特性的实验研究与数值模拟[D]. 赵娜. 南京理工大学. 2013
[3]. 液/液同轴旋转射流稳定性及液膜破碎机理研究[D]. 丁佳伟. 北京交通大学. 2017
[4]. 液氧煤油模型发动机高频燃烧不稳定性研究[D]. 尕永婧. 清华大学. 2012
[5]. 再生式液体发射药火炮喷雾燃烧理论及数值模拟研究[D]. 刘宁. 南京理工大学. 2008
[6]. 叁组元火箭发动机推力室工作过程实验研究与数值仿真[D]. 李大鹏. 国防科学技术大学. 2002
[7]. 过氧化氢发动机动态特性研究[D]. 刘景华. 国防科学技术大学. 2007
[8]. 液氧/甲烷针栓式喷注器雾化及燃烧特性研究[D]. 方昕昕. 国防科学技术大学. 2015
[9]. 整装式含能液体高压瞬态燃烧稳定性控制方法及机理研究[D]. 莽珊珊. 南京理工大学. 2013
[10]. 超声速气流中低频燃烧振荡问题研究[D]. 崔兴达. 国防科学技术大学. 2014
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