冲压发动机纵向不稳定燃烧——声振振型的分析

液体燃料冲压发动机纵向不稳定燃烧的研究注重声振振型结构的确立。具体包括振幅和相位的压力测量,是在发动机的全长十个位置上做出的。采用两种线性声振振型分析实验数据。采用四种特殊振型观察不同进气道/燃烧室组合。这些分析结果有助于验明冲压发动机低频压力振荡产生的机理。纵向压力振荡在目前的液体燃料冲压发动机的研制中带来了严重问题。由于在大振     

航空发动机涡轮盘振动模态与声模态分析研究

从结构振动实模态理论的角度,论述了结构振动与声辐射之间的基本耦合关系;推导了振动结构声辐射模态参数,推导出辐射声压模态。比照振动模态理论,讨论了辐射声压模态参数与振动模态参数之间的关系。对航空发动机涡轮盘进行了实验振动模态分析和实验声模态分析,识别出其振动模态参数和声辐射模态参数。为航空发动机零件的低噪声设计提供了实验数据,也为利用声信号进行振动的间接测量提供了依据。     

固体火箭发动机燃烧室声场特性分析方法研究

为研究固体火箭发动机声不稳定燃烧特性,建立了燃烧室内声学特性分析的物理数学模型,推导了小振幅声波三维波动方程,采用有限体积离散方法进行仿真,得到圆柱型、四片翼柱形和五片翼柱型药柱三种燃烧室形状声学振动基本模态.     

冲压发动机不稳定燃烧机理

控制突扩型冲压发动机纵向不稳定燃烧具有十分重要的实际意义。燃烧室内火焰的几何形状对不稳定燃烧的频率和幅度都有很大影响,可利用这一点对不稳定燃烧进行控制。描述了在燃烧室内通过改变两个火焰稳定器的相对位置来获得不同的火焰形状的试验结果。不稳定性的重要机理是两个火焰稳定器的火焰峰周期性相交造成火焰表面积的周期性变化,并导致不稳定的热释放率,此不稳定热释放率还引起声振。通过调整火焰稳定器的相对位置,可改变火焰峰的相交汇合并控制不稳定性。     

超燃冲压发动机燃料混合增强技术研究进展

随着超燃冲压发动机技术的发展,发动机燃烧室内燃料的高效混合与燃烧技术成为了研究热点。由于在高马赫数飞行条件下,燃料在燃烧室内驻留时间极短,而混合过程对燃料和来流的热释放具有重要影响,因此需要一种具有高混合效率的燃料喷注方案,国内外学者对此提出了多种混合增强技术。本文对壁面横向射流、凹腔、激波/剪切层干扰以及波形壁混合增强方法的研究进展进行了综述,梳理总结了各类方法的混合增强机理与主要特点,并提出对混合增强技术未来研究方向的展望。     

液氧/碳氢燃料在高室压下的燃烧技术

航空喷气发动机公司正在为NASA刘易斯研究中心实施一项液氧/碳氢燃料技术的研究计划,目的是研究在1,000和2,000磅/吋~2(绝)之间的燃烧室压力下,液氧/RP-1煤油的点火和燃烧特性。试验了几种不同的发动机結构。可更换组件包括:具有双股自击和预先雾化三股撞击喷嘴的高、低压喷注器;冷却和非冷却的声谐振器;以及长度在11和15吋之间的石墨燃烧室、再生冷却燃烧室和量热室。为了保证点火,设计并研制了高压液氧/RP-1煤油点火器。该试验计划除了对两种喷注器方案在各种推进剂混合比下确定能量的释放效率和燃烧室的热流外,还提供了横向声振与输送系统耦合的稳定性数据,以便同分析模型进行比较。     

固体火箭发动机长尾管烧蚀机理研究

长尾管的热防护问题是端面燃烧固体火箭发动机研制中最突出的技术关键之一。本文从理论分析、流场计算和实验研究三个方面研究了端面燃烧固体火箭发动机长尾管的热防护问题。揭示出造成长尾管内衬材料局部烧蚀增强的主要机理。数值计算给出了燃气在长尾管内的流线图、压力、温度、密度、湍动能以及湍动能的耗散率。测定了型号发动机在热试车时长尾管壳体外壁面温度分布，以及试车后内衬材料的烧蚀与碳化厚度。另外，还专门设计了模拟     

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。     

过载条件下固体火箭发动机燃烧稳定性分析

为了研究过载对固体火箭发动机燃烧稳定性的影响,对Φ315发动机开展了数值计算和过载试验.通过对发动机进行三维两相流场模拟,分析了过载和无过载两种条件下发动机燃烧室内的流场和颗粒浓度分布特性;利用不稳定燃烧线性理论计算了两种条件下的增长系数,并根据线性稳定性判据评估了发动机的燃烧稳定性,与试验结果吻合.分析认为:过载引起的颗粒浓度分布变化是发生不稳定燃烧的关键因素.     

超燃冲压发动机燃烧室准一维建模与分析

为了研究超燃冲压发动机燃烧室内气流变化规律,通过影响系数法,建立了超燃冲压发动机的准一维模型,该模型考虑了燃料质量添加、壁面传热、截面变化、壁面摩擦等影响因素,同时给出了燃烧室3种模态转换的边界条件。以单模块超燃冲压发动机为研究对象,仿真分析了超燃无激波模态和超燃斜激波模态下燃油当量比、攻角等参数对燃烧室气流参数的影响,结果表明,气流马赫数随当量比的增大、攻角的增大而减小。所建立的模型可为超燃冲压发动机总体设计及性能分析提供一种快速分析的手段。