非均匀氢气/空气混合物中一维爆轰波的振荡特性

波前介质的非均匀性对气相爆轰的传播影响显著，但二者的相互作用机制尚不明确。采用两步诱导-放热反应模型研究一维氢气/空气爆轰波在非均匀介质中的传播特性，分析了扰动波长对不同振荡模态爆轰波的影响规律。研究结果表明：爆轰波的固有振荡频率与扰动频率越接近，其内在不稳定性越容易被激发，表现出更不规则的振荡行为；扰动影响下的爆轰波存在两种压力振荡支配机制，对弱不稳定爆轰波，压力振荡由外界扰动主导，其振荡主频与扰动频率一致，对强不稳定爆轰波，压力振荡由内在不稳定性主导，是无主频的低频振荡，扰动仅起到增大振幅的作用；施加外界扰动时，常压和高空状态下的爆轰波均具有上述振荡特征，进一步佐证了外界扰动调控爆轰波传播特征的可行性。     

旋转爆震发动机工作特性试验研究

为研究旋转爆震发动机的工作特性,在以H_2/air为推进剂的发动机模型上进行试验,利用离子探针和高频压力传感器分别采集火焰信号和压力信号,改变空气质量流量,分析并对比了高、低质量流量下发动机的点火、稳定传播及熄火过程中火焰和压力波的变化情况。结果表明:火焰与压力波的主频相同,是耦合传播的,传播速度可达1 660 m/s;对于低质量流量(75.37 g/s),靠近燃烧室入口的离子探针的离子信号峰值大于远离燃烧室入口的离子信号峰值;对于高质量流量(102.125 g/s),远离燃烧室入口的离子探针的离子信号峰值大于较近点的离子信号峰值;新鲜反应物填充对靠近燃烧室入口的点的作用时间长于较远的点;压力信号瞬时频率的相对标准差小于火焰信号;小流量的点火时间短于大流量;切断H_2供给后火焰比压力波更早熄灭。     

横向射流起爆爆震波二维数值模拟

利用Fluent软件对燃烧室内填充化学恰当比的C8H18/O2预混气体进行直接起爆,并对爆震波衍射和爆震波形成以及发展过程进行数值模拟研究;详细分析了横向射流在不同角度、不同位置条件下直接起爆燃烧室内预混气体后爆震波的传播特性和流场特点.     

燃料喷雾蒸发对突扩燃烧室稳定特性的影响

研究了液体燃料喷雾蒸发程度对突扩燃烧室热量释放图形及稳定性的影响。保证总的燃料/空气比不变。在几种液/气燃料流量比下,同时喷入液态和气态烃类燃料,可改变燃料的喷雾蒸发程度。蒸发程度的变化可改变燃烧室内平均能量释放图形及瞬时火焰结构,并可改变与燃烧室不稳定性有关的压力脉动的振幅和频率。当液体燃料份额从0增加到50％时,总的压力脉动均方根值降低至50％。当预混气态燃料和空气进行燃烧时,压力脉动的大部分能量保留在45～65Hz的低频带内,此压力脉动包含燃烧室纵向声振波型。随液体燃料的喷射,可以观察到低频部分明显减少,高频部分(250～380Hz)明显增加。通过测量CH辐射强度可知,当预混气态燃料和空气燃烧时,体积能量的释放是沿着整个燃烧室的长度分布的。当喷射液体燃料时,能量释放区域向上游移动并集中在燃烧室的前半部分。在最大平均能量释放区域,液体燃料的加入也造成了热量释放脉动均方根值的局部增加。液体燃料的喷射使反应流场的结构产生显著变化。预混气态燃料和空气燃烧的特点是大尺寸连贯的旋涡结构从突扩面脱落,此时火焰前峰位于旋涡结构边缘附近。相反,当气态和液态燃料共同燃烧时,在燃烧室前半部分形成一个散布的反应区域。在共同燃烧过程中末观察到低频火焰旋涡结构的脱落现象。压力和能量释放脉动的交叉频谱分析结果表明,液体燃料的喷入,在低频区(45～75Hz)减少了火焰与声振波型的耦合联系;在高频区(250Hz以上)增加了这一耦合联系。     

RLPG燃烧室气体动态特性研究及应用

为研究再生式液体发射药火炮燃烧室的压力振荡,建立了燃烧室气体三维波动方程,给出了求解气体动态特征频率的表达式,在某一确定燃烧室容积下分析了燃烧室结构尺寸对气体动态特征频率的影响规律.通过分析气体动态特性在压力振荡抑制技术研究中的影响,给出了避开燃烧室压力振荡主频带的燃烧室半径与长度的比.研究结果表明,燃烧室气体多阶动态特征频率受到激励是RLPG燃烧室产生压力振荡的一个重要原因,通过合理设计燃烧室结构尺寸可以避免燃烧室气体多阶动态特征频率受到激励.     

用于固体燃气发生器的双通道顺序泄压燃烧室设计

针对某种以烟火产气药作为主装药的固体燃气发生器,设计了作为高压室的燃烧室。该燃烧室初始为密闭结构,通过内部装药燃烧产生的气体压力,将两个气体通道按照压力承载的大小而依次打开。经过试验验证,采用该设计的燃烧室可极大提高产气药的点火可靠性,满足在产气药未点燃前的高压要求以及产气药点燃后的低压要求。     

双燃烧室冲压发动机富油燃气超声速燃烧数值模拟

文中对双燃烧室冲压发动机主燃室中富油燃气超声速燃烧进行了数值模拟。在模拟飞行马赫数6情况下，研究了亚燃室出口燃气马赫数、压力及燃气与超燃进气道出口热空气的压力匹配程度等多种因素对流场的影响。结果表明．保持热空气马赫数不变，燃气马赫数越低。混合层增长越快；燃烧促进了混合层增长，燃气马赫数较高时．燃烧对混合层增长的促进作用受到抑制；来流压力不匹配程度越大，流场波系越强．混合层和激波相互作用后偏折越厉害；燃气／空气压力比小于1时，混合层和燃烧释热区均有所增大。     

液氢液氧火箭发动机用点火器的高空点火试验

日本宇宙开发事业团正在进行研制的液氢液氧火箭发动机的主点火器和燃气发生器用的点火器,在低压(约10乇)环境下共进行点火试验194次,累计时间1440秒。点火试验条件:点火燃料入口温度从130K到常温;点火器燃烧室压力为1～4公斤/厘米~2·绝;混合比为0.5～1.5。主点火器的燃烧室压力为1公斤/厘米~2·绝左右时,往往点火延迟、燃烧效率降低。流入的氢氧温度越低,越不容易点着火。液氧流入时间偏差±0.1秒(超前或滞后)对点火特性没有影响。已试验过的四种励磁式火花塞中,电极为纯镍材料,具有二次间隙电容放电式的火花塞,点火可靠性高。燃气发生器用点火器在燃烧室压力为1～7公斤/厘米~2·绝时点火性能良好,特征排气速度效率为90～95％。经过试验也测出了主点火器的点火界限和点火器燃烧室出口处的温度分布。     

流量可调燃气发生器压强控制仿真

为了提高流量可调燃气发生器的流量控制效果,建立了燃气发生器流量调节系统动态模型。针对燃气发生器流量调节系统时变性的特点,引入了一种基于神经网络PI(比例积分)算法的压强控制系统; 研究了不同自由容积条件下神经网络PI控制系统与PI控制系统控制效果的有效性,得到了控制器的压强工作范围。不同自由容积条件下的2种算法的仿真结果表明:基于神经网络PI算法的压强控制系统响应速度较快,压力超调量较小,压强工作范围大,系统的动态特性较好,能更好地解决燃气发生器流量调节系统时变性带来的控制精度差的问题。     

固体火箭发动机水下工作推力特性的实验研究

为了研究固体火箭发动机水下工作时燃气射流流场及推力特性,在连接船体升降平台上开展了火箭发动机水下工作的实验研究。采用高速摄像系统观察了喷管燃气射流在开阔水域的扩展过程,获得了水下燃气射流形态演化过程;对水下火箭发动机的燃烧室压强及推力进行了测量,对比分析了在10 m、30 m、50 m三种水深条件下不同装药火箭发动机工作的推力特性。实验结果表明,发动机水下点火时,水环境与燃气之间的相互作用改变了燃气射流形貌,气液湍流掺混剧烈。随着水深的增大,燃烧室压力基本不变,发动机工作推力减小,水深从10 m增加到50 m时,三种发动机推力均降低了20%以上,且发动机推力与工作深度呈现非线性关系。在同一水深条件下,当发动机喷喉直径较小时,推力减小量较小;当燃烧室压强较小时,推力减小量较小。     

液氧煤油火箭发动机不稳定燃烧过程的数值分析

采用欧拉-拉格朗日方法对液氧煤油发动机燃烧室内的两相燃烧过程进行数值模拟,在验证模型可靠性基础上,分析无隔板工况下自激1阶切向高频不稳定性燃烧出现的原因。结果表明:喷嘴间雾化锥发生相互干涉使得推进剂空间分布不均,导致脉动释热,同时燃烧室内无隔板时横向压力波阻尼特性降低,使得燃烧室内出现1阶切向燃烧不稳定性;在不稳定燃烧过程中,压力振荡波形和频率与释热波动的波形和频率产生耦合,耦合程度越高,所含释热波峰峰值数量越少,其振荡幅值也将越大。     

对置活塞二冲程柴油机双喷油器碰撞喷雾试验研究

为了获得良好的混合气,保证燃烧室形状、喷雾特性及缸内气体流动之间有良好的匹配,针对对置活塞二冲程柴油机燃烧室的喷雾特性,使用纹影法结合图像处理技术分析了喷油器布置方案、喷射压力、定容弹弹体压力和喷油持续期对油束贯穿距离及喷雾空间扩散率的影响。研究结果表明：在喷射压力75 MPa、弹体压力2 MPa、喷油持续期1.5 ms的工况下,双喷油器布置方案与单喷油器布置方案相比,空间扩散率更高,更有利于燃油的雾化;喷射压力的提高有利于燃油在空间的扩散,但近壁区内分布的燃油会随着喷射压力的提高而增加,造成“湿壁”现象;弹体压力过小会使油雾在壁面附近形成浓混合气区域,过大的弹体压力又会使燃油更多集中在中心区域;随着喷油持续期的增加,油束贯穿距离和空间扩散率的增加越来越不明显。     

多股贴壁燃气射流在圆柱型充液室中的扩展特性

为了探索高温高压周向均布多股贴壁燃气射流在受限空间内液体工质中的扩展特性,设计了贴壁燃气射流在圆柱形充液室内扩展的实验装置。用数字高速录像系统记录多股贴壁燃气射流在充液室中的扩展过程,处理拍摄记录的射流扩展序列图,获得了不同时刻多股射流形态头部的平均轴向位移。从射流扩展序列图可以发现由Kelvin-Helmholtz不稳定性引起的表面不规则一直存在于整个射流扩展过程。通过改变喷孔个数和破膜喷射压力,对比分析了不同工况下多股贴壁燃气射流的扩展特性。结果表明:喷孔个数增加,相同时刻射流轴向扩展位移变小,t=5 ms时刻,从四孔增加到六孔,其轴向扩展位移减少了8.3%,从六孔增加到八孔,减少了3.1%;随着破膜喷射压力增大,射流轴向扩展速度更快,射流轴向扩展到达充液室顶部的时间变短,t=5 ms时刻,燃气破膜压力从12 MPa增加到20 MPa,射流轴向扩展速度增加了20.1%,从20 MPa增加到28 MPa,增加了19.9%。     

燃烧轻气炮发射过程数值模拟与优化

针对常规火炮理论初速极限较低的问题,基于氢氧燃烧特性建立燃烧轻气炮的内弹道内模型。根据燃烧轻气炮原理得到影响燃烧轻气炮內弹道性能的参数,采用粒子群优化算法对发射装置结构和内弹道参数进行优化,使用Fluent耦合Chemkin的方法进一步验证了内弹道数值仿真优化结果。结果表明：优化后装置的初速略微下降,燃烧室的初始压力和最大膛压大幅度下降,研究结果在燃烧轻气炮初期研究阶段具有较高的参考价值。     

固体推进剂非线性压强耦合响应特性实验研究

为获得固体推进剂非线性压强耦合响应特性,建立了一种非线性压强耦合响应函数的实验测量方法,分别对三种含铝复合推进剂开展了非线性压强耦合响应函数(Rp)的实验研究,获得了推进剂非线性压强耦合响应特性,深入分析了非线性压强耦合响应的影响因素。结果表明,提高触发激励压强以及改变触发激励方式,可以在T型燃烧器中模拟与实际发动机非线性燃烧不稳定相类似的非线性压强振荡特性,从而获得固体推进剂非线性压强耦合响应特性。非线性压强耦合响应函数对轴向各阶频率振荡幅值的变化较为敏感,峰值频率附近的响应值对振荡幅值的变化最为敏感,响应值变化最大,其中响应函数峰值从0.4增大到1.12。中间位置触发激励产生的二阶频率响应值与线性法长度减半对应的一阶频率响应值有明显的不同,进一步验证了线性法和非线性测量结果本质区别。     

氢气占比对氢气-煤油-空气旋转爆轰波传播特性的影响

为研究燃料中氢气占比对旋转爆轰波传播特性的影响,以液态煤油和氢气作为燃料、空气为氧化剂,通过求解Navier-Stokes 方程对旋转爆轰过程进行二维数值模拟。通过改变质量流量和燃料中氢气的占比对旋转爆轰波进行二维数值模拟,研究不同工况对旋转爆轰波传播特性的影响,并对燃烧室内新爆轰波形成过程、模态转换过程和气液分布不均匀现象进行分析。结果表明：在成功起爆工况下,爆轰波有3种传播模态,即单波模态、双波对撞转单波模态和双波对撞转双波模态,提高质量流量或氢气占比有利于爆轰波由单波模态向双波模态转换,模态过度区内存在波速突降;在爆轰波第1个传播周期即将结束时,初始点火起爆形成的正向爆轰和反向激波对撞并透射,透射激波在缓燃区附近诱导产生局部热点并形成新的爆轰波,经过一系列对撞、透射湮灭和增强过程,最终形成稳定的单波或双波模态;当爆轰波稳定后,由于燃烧室内气液分布不均匀,旋转爆轰波稳定传播时内流场可以分为缓燃区、富燃区、富氧区和填充区共4个区域;缓燃区附近局部热点的产生是新爆轰波形成原因之一。     

穿甲弹异物阻滞膛炸机理数值仿真分析

以某穿甲弹近炮口处膛炸故障为背景,针对膛内存在异物时弹体和身管动态响应进行数值仿真,探讨膛炸机理并为故障分析与归零提供依据和参考。设定了两种典型异物阻滞形式：一是 异物阻滞造成弹体速度急剧下降或卡膛;二是弹体直接高速冲击膛内沙土类异物。采用有限元分析AUTODYN软件进行了多种不同工况数值计算,得到了弹体速度急剧下降时弹底燃气流场压力特征、身管变形与破裂形态,以及弹体高速冲击沙土类异物时结构动态响应、身管变形与破裂形态。研究结果表明：弹体膛内突然受阻和速度急剧下降,导致底部燃气中形成激波和局部高压区,局部高压区的存在可造成膛炸;弹体膛内近炮口处高速冲击沙土,身管受到复杂的强动载荷作用并可造成膛炸;数值仿真结果与实际故障情况相吻合并得到了故障复现试验的验证。     

气体与液体两相连续旋转爆轰发动机爆轰波传播特性三维数值模拟研究

为了研究气体与液体两相连续旋转爆轰波的传播特性,基于三维守恒元和求解元方法,在圆柱坐标系下采用带化学反应的气体与液体两相爆轰模型,对连续旋转爆轰发动机进行三维数值模拟。通过计算获得了爆轰波起爆及其稳定传播时的流场结构,分析了流场在燃烧室径向方向的变化以及发动机的推力性能,揭示了两相爆轰波的传播特性。研究结果表明：燃烧室内流场结构与文献\[4\]中的实验研究结果定性一致;由于环形燃烧室外壁面的收敛和内壁面的发散,爆轰强度沿着燃烧室的径向方向逐渐增强,实现了爆轰波的自持旋转传播;以汽油为燃料、富氧空气为氧化剂,在填充总压为0.2 MPa、总温为288.15 K、燃料液滴半径为25 μm的条件下,连续旋转爆轰发动机所获得的平均推力约为880 N,爆轰波的传播频率约为4 390 Hz.