氧化剂喷注面积对连续旋转爆轰波传播特性影响的实验研究

为了研究氧化剂喷注面积对连续旋转爆轰波传播特性的影响,以H₂为燃料、空气为氧化剂,在喷孔-环缝式连续旋转爆轰发动机上开展了一系列试验研究。基于燃烧室内高频压力信号和氧化剂集气腔内的压力信号,分析了氧化剂喷注面积对连续旋转爆轰波传播过程、速度亏损和稳定性以及爆轰波波头高度的影响。试验结果表明：当推进剂质量流量不变时,增大氧化剂喷注面积,爆轰波传播速度亏损增大,爆轰波稳定性变差,同时爆轰波波头高度减小;在氧化剂喷注面积为217.1 mm²、当量比为0.9时,爆轰波平均速度达到1 800 m/s,为理论Chapman-Jouguet速度的93%,同时爆轰波表现最为稳定;当氧化剂喷注面积不变时,随着当量比的增大,爆轰波传播的稳定性先升高、后降低。     

液体火箭发动机喷注器不规则性的计算机模拟

本文提出了分析液体火箭发动机燃烧室中的三维两相反应流体的计算机模型。设计该模型是为了研究液体推进剂喷注的非均匀性对燃烧室中流态、燃烧和传热的影响。使用了用以描述多分散喷雾流动、蒸发和燃烧的欧拉-拉格朗日方法。考虑了相与相之间的偶合效应。利用了非正交的附体坐标系和守恒控制体公式。本文使用了 K-ε湍流模型、两步化学反应模型和六向辐射模型。利用半经验模型来描述化学反应速率及相与相之间的偶合项。本文旨在证实利用分析方法来预示在火箭发动机燃烧室中推进剂喷注的非均匀性对燃烧及传热的影响。结果说明该模型有希望应用于液体推进剂火箭发动机的综合模型。     

某型号液体火箭飞行末段推进剂夹气影响分析

通过判读某型号液体火箭的燃烧室压力等异常遥测参数，对引起一级飞行末段火箭发动机燃烧室压力下降原因进行了故障定位，分析了产生推进剂输送管路夹气的机理；针对推进剂夹气对发动机系统、姿态控制系统的影响程度进行了重点分析，并提出调整推进剂加注量来消除故障，完善了火箭设计方案。     

超声速燃烧室燃烧压力影响因素试验研究

采用试验研究的方法．在模拟飞行高度25km、来流马赫数6的情况下．在直连式试验台上对超燃冲压发动机燃烧室压力影响因素进行了初步研究。结果表明．燃料喷射位置的变化,改变了燃烧室内的放热区域,从而影响了燃烧室内的压力分布;在一定燃料当量比范围内．当量比越大燃烧室压力越高,但是当量比与燃料喷注压降耦合影响压力分布;在燃烧室后段设置深凹腔有利于提高燃烧室压力。     

简讯

Ｂｅａｌ开始火箭发动机试验美国Ｂｅａｌ航空航天技术公司于５月下旬和６月上旬连续进行了４次缩比火箭发动机试验。试验各持续了２４ｓ，对发动机的喷注器和燃烧室的设计进行了验证。这次首批试验的燃烧效率达到了９７．２％，比推力达到２６１．７ｓ，比预计值稍高。这...     

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。     

旋转爆轰发动机燃烧室掺混特性数值研究

为探索旋转爆轰发动机燃烧室内气体射流冷流掺混的情况,采用高精度高分辨率迎风通量分裂格式(AUSMPW+),求解三维欧拉方程。以环缝/小孔喷注方式的发动机模型为基础,在保证当量比不变情况下,分析了燃料喷注位置、喷注角度、单侧孔或双侧孔喷注、入口总压及出口反压对冷流掺混效果的影响。研究结果表明:随着H₂喷注位置的前移,掺混效果有明显提高; 喷注角度的改变对H₂/Air的掺混效果有很大的影响; 顺喷的掺混均匀度变化幅度较大,在燃烧室的头部,顺喷的掺混效果比垂直喷注和逆喷差,在燃烧室尾部的掺混效果优于其他2种; 对单侧孔或双侧孔喷注而言,双侧孔喷注方式的掺混效果明显高于单侧孔喷注方式; 掺混效果与入口总压成反比,与出口反压成正比。     

氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性评定技术研究

为了实现氢氧发动机的动态燃烧稳定性试验评定,基于国内外液体火箭发动机动态稳定性评定的相关经验,并结合CPIA655关于稳定性评定的准则,进行了氢氧发动机动态稳定性评定的方案探讨。分析表明,氢氧发动机有必要在全系统热试车状态下进行动态稳定性评定试验。所选定的扰动装置和传感器在喷注器面安装的方案可实现性最好,结构变动最小,可保持试验在原型燃烧室状态下进行,同时扰动效果较好,传感器敏感性较好。     

液氧/碳氢燃料喷注器的性能

本文以试验的方法评定了液氧/碳氢燃料喷注器的设计对性能和燃烧室传热的影响。对于液氧/丙烷和液氧/乙醇两种推进剂,给出了两种不同类型喷嘴的数据。试验是在室压为200～400磅/英寸~2(绝)和各种不同混合比的条件下进行的。燃料薄膜冷却流量在燃料总流量的0～15%范围内变化。在选择喷注器的设计条件以及分析多喷嘴喷注器的数据时,单个喷嘴燃烧的摄影数据是有意义的。冷流混合与热点火的混合有很大差别。而这种趋向与以前对自燃“可贮存”推进剂所取得的结果很相似。本文介绍的多喷嘴喷注器的数据,可为前面所说的趋向提供定量的证据,并为发动机的应用提供原始的设计资料。这些数据是在 NASA 的合同下获取的,目的在于为先进的、可重复使用的空间运输系统发动机的设计提供数据基础。     

催化床对凝胶火箭发动机工作过程的影响

为了研究相关喷注参数及催化床结构对凝胶火箭发动机燃烧室内流场及工作特性的影响,运用Fluent软件并基于DPM,k－ε标准湍流模型等,对具有不同催化床长度的单组元凝胶单推－3火箭发动机燃烧室内的工作过程进行了数值模拟;结果表明：催化床长度越长,由于氨气分解率的升高,燃烧室温度反而较低,燃烧室压力随之降低。推进剂液滴与催化床间的交互作用,如渗透距离,也对反应特性有相当重要的影响。     

推进剂初始温度影响液体火箭发动机燃烧稳定性的数值模型

对自然推进剂（ＭＭＨ／ＮＴＯ）初始温度对火箭发动机燃烧稳定性的影响进行了研究,从推进剂初始温度对蒸发速率的影响规律出发,发展了初始温度大小影响蒸发速率的物理模型。燃烧流动过程应用圆柱坐标系下的两相湍流化学反应Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程来描述,控制方程是用限体积法在任意曲线坐标系下进行离散,计算采用ＴＭＭ方法生成的正交网格。完善了一种压力隐式算子分裂算法,使之应用到燃烧过程和不稳定燃烧中,提高了计算的精度和稳定性;以蒸发作为燃烧速率控制过程,由ＭＭＨ的分解蒸发速率来控制。用蒸发和分解的时滞来分析燃烧不稳定性。应用ＣＦＤ技术发展了评定燃烧稳定性的脉冲枪模型,之后对推进剂初始温度对燃烧稳定性的影响进行了数值研究,得到其对振荡的敏感分析,并给出燃烧稳定性的极限图,说明了该物理模型和算法的可靠性。     

膏体推进剂火箭发动机点火特性

为研究膏体推进剂火箭发动机点火工作特性,推导了膏体推进剂燃面变化模型和各阶段燃面方程,编制了发动机点火特性参数计算程序,计算了不同输运管道孔径以及膏体推进剂初始堆积量下瞬态燃烧室压力。设计了膏体推进剂火箭发动机热试车试验系统,成功进行了点火试验,分析了膏体推进剂火箭发动机点火工作过程中四个阶段的特性。结果表明:燃烧室平均压强的计算结果与试验数据吻合较好,计算误差小于5.7%,该计算程序适用于膏体推进剂火箭发动机点火特性参数计算;膏体推进剂初始堆积量增加一倍,初始压力峰值平均增加42.8%;输运管道孔径减小60%,初始燃烧时间平均减小66.5%,余药燃烧时间平均下降26.1%。发动机点火试验时,减小膏体推进剂初始堆积量,可降低燃烧室初始压力峰、增大稳定燃烧时间,另外减小输运管道孔径,可明显增大发动机稳定燃烧时间。     

基于爆炸弹方法的液体火箭发动机稳定性评定CFD分析

爆炸弹引入扰动是火箭发动机稳定性评定的主要方法,使用计算流体力学方法模拟液氧/甲烷火箭发动机的工作过程,通过添加压力源项与质量源项模拟爆炸弹爆炸过程,得到火箭发动机不稳定性评定试验中,爆炸弹测试火箭发动机时燃烧室的基本流场,指出了结果误差产生的主要原因。结果表明:该方法可以应用在不稳定性评定分析中,有助于减少试验次数。     

19孔发射药挤出过程的数值模拟与模具优化

高黏度药料挤出成型19孔发射药过程会出现模针断裂和无法成型的现象。本研究采用有限元方法,模拟了药料的流动情况。分析了模具压缩比、成型段长度和针架结构对流道内压力场、速度场的影响,获得合理的模具结构。优化后模具压缩比为4.25,成型段长度为26.0mm,并优化针架结构,增加轴向流动的药料。结果显示,优化后流道内最大压力减小40.45%,模针所受最大径向合力减小37.45%,流道内最大径向分速度减小66.98%。优化后模具挤出的19孔发射药组成均匀,表面光滑,内孔分布良好。定容燃烧结果表明,该19孔发射药燃烧稳定,并具有优良的渐增性。     

发射装药发射安全性评定技术的研究进展

介绍了发射装药发射安全性研究进展。弹底附近的发射药床在点燃前的大规模破碎是导致膛炸的根本原因,沿着这一主线,系统论述了发射装药发射安全性评定技术框架。发射装药发射安全性试验包括：膛内燃烧与力学环境物理仿真试验、发射药床挤压破碎模拟试验和发射药活性测试试验。弹底发射药床挤压破碎程度是发射安全性判据的立足点,用初始相对活性比可表征破碎程度,指出了评定发射装药发射安全性的判别准则。     

低压下贫氧推进剂燃烧性能测试方法研究

研究认为,较适宜的低压下贫氧推进剂燃烧速测试方法有靶线法、热电偶法、超声波法、发动机法和高速摄影法等。在低压贫氧推进剂燃烧速及燃还压强指数的数据处理过程中,应注意表压和绝对压缩之间的差异,同时要注意选用合适的燃速规律。     

纳米铝基金属燃料推进剂燃烧稳定性研究

针对高金属含量纳米铝基燃料推进剂在实验过程中出现的非均匀燃烧、爆燃甚至爆炸等问题,基于理论分析的方法,深入研究了纳米铝基金属燃料推进剂燃烧过程及燃烧机理,采用推进剂制备与燃烧实验及数值仿真计算的方法进一步验证颗粒尺寸、形貌对推进剂燃烧稳定性的显著影响。在保压时间45 min,最大荷重67 kN,最大压强213.6 MPa制备条件下,对两种不同产地型号的纳米铝粉原料进行燃烧实验对比,结果表明,不同产地颗粒,在尺寸规格、实验环境相同条件下,金属推进剂稳态燃烧时反映燃烧性能的Nusselt数、Sherwood数、蒸发速率、燃烧速率和燃烧时间、比燃速等参数差异明显,在纵横比为10时,扁椭球颗粒的最大燃速1.3×10^-13 kg/s,而长椭球颗粒燃速大约高达3.0×10^-13 kg/s,约为扁椭球颗粒燃速的2.3倍,甚至出现爆燃现象,颗粒粒径、形貌(椭球形颗粒)分布的均一性是影响推进剂爆燃的重要因素。该研究可为纳米铝基金属燃料推进剂优化设计提供参考。     

液体发射药迫击炮内弹道燃烧稳定性

为研究液体发射药迫击炮内弹道特性,搭建60 mm液体发射药迫击炮瞬态测试系统,对其燃烧室压力变化与迫击炮弹初速进行测试。在试验基础上,基于非定常欧拉-拉格朗日模型和液体发射药蒸发-燃烧模型建立带燃烧反应的液体发射药迫击炮两相流计算模型,对内弹道过程中的反应流场进行模拟,分析复杂气相流场与液体发射药喷射燃烧间的耦合关系及压力振荡形成机理。结果表明：60 mm液体发射药迫击炮燃烧稳定性好,具有工程化潜力;数值模拟与试验结果吻合度较高,且可以复现压力振荡现象,计算模型具有合理性;液体发射药的喷射与燃烧均受燃烧室内气涡的影响;反射波引发的液体发射药集中燃烧使压力表现为一种振荡发展。     

低冰点推进剂对液体火箭发动机性能影响研究

针对低冰点推进剂在液体火箭发动机性能研究中的重要性,对使用MON25/DT3组合的低冰点推进剂液体火箭发动机的启动过程及稳态过程进行研究.建立了发动机系统的数学模型,采用Matlab/Simulink构造系统的仿真模型.根据仿真结果比较和分析了不同初温的推进剂对燃烧室压强、发动机比冲和推力等各方面性能的影响,得出了这三个参量与推进剂初温的拟合关系式.     

固体火箭高温高压复杂燃气系统的扩散系数及其相似准则数计算

为了解决固体火箭推进剂高温高压燃气输运系数难以实验测量和理论预估的实际问题,考虑燃气中含有H₂O、HCl、SO₂等强极性组分和H₂等轻质组分,通过大量文献实例验证,归纳了适于上述组分及其混合物在高温高压条件下的扩散系数计算方法,并计算了典型双基推进剂、复合改性双基推进剂和复合推进剂三种主要固体推进剂燃气在不同温度(1 500～3 800 K)和压强(8～20 MPa)下的扩散系数和输运准则数(施密特数和路易斯数),得到了固体火箭发动机燃气扩散系数随温度和压强变化的幂指数函数规律(典型双基推进剂燃气的扩散系数随温度变化的幂指数为1.646 55、典型复合改性双基推进剂和典型复合推进剂为1.629 52),以及路易斯数、施密特数的典型取值(典型双基推进剂燃气的施密特数为0.772、路易斯数为0.91,典型复合改性双基推进剂燃气的施密特数为0.675、路易斯数为0.9,典型复合推进剂燃气的施密特数为0.74、路易斯数为0.83)。这对于促进高温高压气体混合物输运性质的深入研究、火箭发动机燃烧及其内外流动仿真,均具有重要的实际应用意义。该方法没有考虑凝聚相对输运性质的影响。