新型液体火箭发动机燃烧不稳定性研究

应用CFD方法对新型液体火箭发动机燃烧过程进行全尺寸数值模拟。首次有针对性地系统得出了混合比、液氧喷雾初始尺寸分布、缩进区液氧蒸发质量对氢氧火箭发动机燃烧振荡的影响规律,评估了1轮毂3径向喷嘴隔板抑制燃烧振荡的效果,并对氢氧、液氧/甲烷两种火箭发动机的燃烧不稳定性特征进行了对比分析。结果表明:存在某一特定的混合比、喷雾液滴直径、缩进区液氧蒸发质量敏感区间,易导致不稳定燃烧;喷嘴轮毂隔板可很好地抑制燃烧振荡;氢氧、液氧/甲烷燃烧分别以高频和低频压力振荡为主。     

液体火箭燃烧不稳定性主动控制数值仿真

基于压力隐式算子分割(PISO)算法,通过求解Navier-Stokes方程,对煤油/气氧/气氢三组元火箭发动机两相燃烧进行了数值仿真,得到了燃烧自激振荡的仿真结果;根据燃烧室压力变化,通过实时调节推进剂流量,对液体火箭发动机燃烧不稳定进行主动控制.仿真结果表明:对液体火箭发动机不稳定燃烧进行主动控制是可行的;通过调节推进剂流量的3%就可以抑制燃烧不稳定.     

混合比和燃烧组分浓度测量系统的原理和设计

研制了一套新型测量系统，系统由YGA激光器、染料激光器、晶体组、CCD摄像机、图像处理系统和附件等组成．与反斯托克斯拉曼散射、激光诱导荧光、平面激光诱导荧光和拉曼散射系统相仿，该系统具有测量燃烧组分浓度的功能．此外，它还可以测量喷嘴氧化剂和燃料的混合比分布，测量参数是给定时间内给定区域的统计值．系统已经成功用于液体火箭发动机气／气喷嘴、气／液喷嘴和液／液喷嘴喷雾场混合比分布特性研究，并已用于CO、CO2、NO、NO2、OH和H2O（g）等燃烧产物组分的浓度测量，这种新系统将成为液体火箭发动机工作过程研究的有力分析工具．     

雾化角对液体火箭发动机燃烧室压力振荡的影响

针对液氧/煤油火箭发动机模型燃烧室实现了三维非稳态两相燃烧过程的数值模拟,得到的燃烧室截面平均压力和平均速度与实验吻合。在初边值条件不施加任何扰动的情况下,得到了燃烧室压力自激振荡过程,并研究了液氧和煤油喷嘴雾化角对燃烧室压力振荡的影响。计算结果表明:当雾化角为40°或120°时,由于燃料与氧化剂喷雾锥重叠区域较小或较大,导致了推进剂混合很差或很好,不易在燃烧室头部出现局部爆炸性的可燃混气团,致使燃烧室压力振荡强度较弱;而当雾化角为中间值65°时,易于出现爆炸性的可燃气团并导致剧烈的压力振荡,使燃烧室中出现燃烧不稳定性。因此,雾化角的合理设计是抑制燃烧不稳定性的一种途径。     

混合比和燃烧组分浓度测量系统的原理和设计(英文)

研制了一套新型测量系统,系统由YGA激光器、染料激光器、晶体组、CCD摄像机、图像处理系统和附件等组成.与反斯托克斯拉曼散射、激光诱导荧光、平面激光诱导荧光和拉曼散射系统相仿,该系统具有测量燃烧组分浓度的功能.此外,它还可以测量喷嘴氧化剂和燃料的混合比分布,测量参数是给定时间内给定区域的统计值.系统已经成功用于液体火箭发动机气/气喷嘴、气/液喷嘴和液/液喷嘴喷雾场混合比分布特性研究,并已用于CO、CO2、No、NO2、OH和H2O(g)等燃烧产物组分的浓度测量,这种新系统将成为液体火箭发动机工作过程研究的有力分析工具.     

热声系统中振荡滞后特性的试验研究

针对热声热机中存在着强烈的非线性热声自激振荡现象,在自行研制的"驻波型热声发动机试验平台"上,对采用He/Ar混合工质的驻波热声发动机系统的起振与消振过程的动态特性进行了详细的试验研究.试验结果表明:对于混合工质热声发动机系统同样存在热声自激振荡的滞后现象和振荡滞后回路;并且在一定的氦氩配比下,发现了"二次起振"的现象,更进一步验证了热声自激振荡的复杂性.     

新型三组元喷嘴雾化特性研究

设计了新型三组元喷嘴,由两级离心内喷嘴和内混式外喷嘴装配为同轴式结构,通过燃料在内混腔里形成的两相流对液氧进行雾化。试验结果表明,上排孔进氧的双组元工况雾化质量高;三组元工况时存在两种雾化机理,并有较高雾化质量。     

预混多喷嘴火焰自激振荡燃烧的实验研究

针对甲烷/空气预混多喷嘴火焰的自激振荡燃烧进行了激光可视化实验研究。采用动态压力传感器记录压力脉动,利用激光诱导荧光技术对多喷嘴火焰结构进行相同步测量。实验结果表明,多喷嘴燃烧室的压力脉动频率为41 Hz,幅值为1370 Pa。火焰沿着轴向发生周期性跳动,在0°~60°相位时,喷嘴发生回火。中心火焰的推举高度比外侧火焰高,但燃烧反应强度低于外侧火焰。在相邻火焰干涉区发生局部熄火与重新点燃,相邻火焰干涉区和火焰根部区的不稳定热释放和压力脉动的耦合是引起预混多喷嘴火焰自激振荡燃烧的主要原因。     

热声发动机系统稳定性分析

热声发动机系统的自激振荡起振过程是在远离平衡态条件下发生的自组织过程,是决定热声发动机能够正常运行的关键过程。本文根据非平衡态热力学,针对起振过程开展热声系统热力学稳定性研究。将Glansdorff-Prigogine稳定性判据引入到热声系统稳定性分析中,借助CFD软件,分析了两种定态的稳定性,两种定态分别对应了温度梯度小于和大于临界温度梯度的情况。验证了非平衡态热力学稳定性分析在热声发动机自激振荡起振现象研究中的可行性。     

煤油氧气脉冲爆震火箭发动机爆震特性

脉冲爆震火箭发动机(PDRE)是一种利用脉冲式爆震波产生高温、高压燃气发出的冲量来产生推力的推进系统.与常规液体火箭发动机相比,脉冲爆震火箭发动机具有更高的性能,并且结构更简单.本文以航空煤油为燃料、氧气为氧化剂、压缩氮气为隔离气体,并利用电磁阀控制燃料、氧化剂和隔离气体的间歇式供给.利用低的点火能量(50mJ),在内径50mm,长度1.1m的爆震管内进行了大量的多循环爆震试验,研究煤油氧气电磁阀脉冲爆震火箭发动机的爆震波特性.研究结果为进一步研究气液两相多次爆震燃烧机理提供了依据,为研制工程应用的PDRE提供理论和实践基础.     

一个新的高速直喷式柴油机的准维多区燃烧模型

一、前言 在直喷式柴油机燃烧模型中,由于准维模型比多维模型有较强的实用性,又比零维模型有较强的预测排放的能力,目前国内外都在积极地研究开发能反映较多信息的准维多区燃烧模型。由于在中小缸径柴油机中喷注碰壁现象是不可避免的,因此在燃烧模型中必须考虑喷注碰壁的影响。近年来虽然已经出现了一些考虑到喷注碰壁的燃烧模型,但在这     

一种新型喷嘴的提出及流量特性的研究

本文在对各种气动喷嘴及其雾化机理分析基础上提出了一种新型的气动雾化喷嘴-"旋转型气-液雾化喷嘴"。在此喷嘴中,油与气分别从不同的槽道切向进入混合室,且油与气一一对应,油与气互相混合、旋转后从喷口喷出。其气液比在热态实验时为4%-6%(用压缩空气雾化),雾化状态良好。本文中对其流量系数及雾化角进行了系统的研究。主要考虑了喷嘴的结构参数,气液比(ALR),液体粘度等因素对流量系数的影响。通过实验测量与拟合,最后得到了喷嘴的流量系数和雾化角的表达式,可以用来指导喷嘴的设计。     

两种喷嘴喷射性能的试验研究

为比较自激振荡脉冲喷嘴和连续射流喷嘴的喷射性能,利用自行搭建的喷嘴性能测试装置对两种喷嘴的喷射性能进行了试验研究,实测了不同压力下两种喷嘴的时均喷液量,分析了不同口径的连续射流喷嘴和自激脉冲喷嘴的喷射特性,主要探讨了连续射流喷嘴、自激喷头下喷嘴直径对喷嘴喷液性能的影响,并进行了两种射流打击油泥样本的对比试验．试验结果表明,时均喷液特性相似的连续射流和脉冲射流在冲击油泥样本时,相同时间下脉冲射流的冲击破坏范围要大于连续射流,根据试验中油泥的屈服破坏过程,确定了射流有效打击力的临界值,建立射流清洗油泥时有效射程的经验估算式．     

不同工质下热力学排气系统的压力控制及运行特性

以低温贮箱压力控制为目标,建立了热力学排气系统(TVS)和贮箱内流体流动及气液相变过程的数学模型。以18.09m~3低温贮箱在地面工况充注率75%、漏热量0.76W/m~2为例,计算了不同贮存工质(液氢、液氮、液氧)下贮箱自增压过程及开启TVS后对贮箱压力控制的效果。结果表明,相同漏热率下液氢贮箱的气枕升压速率远大于相同充注率下的液氮和液氧贮箱升压速率;TVS运行后三种工质贮箱压力均可有效地控制在165.5~172.4kPa范围内。对比了不同工质热力学排气系统的运行周期、运行时间及排气量等关键参数,同时还分析了贮箱内液体的温度变化规律。     

燃油分配对引射模态下RBCC发动机的性能影响

针对RBCC燃油供应系统设计和能量综合利用的问题,采用分析法,研究了不同引射火箭/补燃室燃油分配比例对引射模态下各部件燃油消耗及发动机总体性能的影响。结果表明:补燃室内无二级燃油喷注时,发动机可获得最大推力、比冲和燃油利用率,但此时引射火箭内燃烧过程的不可逆性变大,损失增加,从能量优化利用的角度考虑,为降低发动机中不可逆过程造成的能量损失,建议RBCC在引射火箭燃油分配比例为0.6～0.8的条件下工作;随着引射火箭燃油分配比例的增加,发动机推进效率的增长趋势并不明显,从RBCC优化设计的角度考虑,可适当降低一级引射火箭燃油分配比例,缩小引射火箭结构尺寸,减小内流道气体流动阻力,避免引射壅塞现象的产生,有利于扩宽发动机飞行速域,提高RBCC工作模态综合性能。     

热声发动机的格子气模拟

在传统的9-bit格子气模型中引入了温度区的概念,并应用于热声发动机的模拟研究.利用改进后的格子气模型,模拟了热声谐振管中的自激振荡和二维温度场的分布及温度随时间的演化过程,同时,对热声板叠的长度和在声场中的位置对声幅的影响也进行了数值研究,所得结果对板叠的优化设计是有价值的.通过对模拟和实验结果的比较,验证了热声机格子气模型的有效性,表明格子气方法适用于热声模拟.     

直喷式柴油机有害排放物生成的数学模型

本文提出了一个新的包括计算碳烟和NO_x生成历程及排放浓度的准维多区燃烧模型.该模型以二维气相喷注计算为基础,考虑到中小缸径直喷式柴油机的特点,推导了壁面喷注过程空气卷吸率方程;改进了喷雾区和空气区散热量的计算公式;建立了柴油机碳烟生成与氧化子模型.模型计算结果与实际柴油机实验结果相当吻合,对发动机变工况、变参数具有较好的适应能力.     

热声发动机的CFD数值模拟

采用计算流体动力学(CFD)方法,对高频驻波热声发动机和热声斯特林发动机实验系统分别进行了二维和三维数值模拟。计算模型具有与实验系统相同的几何结构、尺寸和运行工况。对计算模型的有效性进行了研究,表明实现有限换热条件的板叠实物模型适合驻波热声发动机的模拟,而实现局域热平衡的多孔介质模型适合热声斯特林发动机的模拟。计算结果成功观测到了非线性的自激振荡演化过程,捕捉到了两种发动机的不同非线性现象。计算结果分别给出了两种热声发动机内部的声场分布特性和复杂流场。计算结果与实验结果的对比验证了CFD方法对高频驻波热声发动机和热声斯特林发动机模拟的有效性。     

不同喷嘴结构合成气燃烧室动态特性的实验研究

通过中压全尺寸燃气轮机燃烧室测试平台的合成气燃烧试验,对单喷嘴和多喷嘴燃烧室的动态特性进行了比较分析.在本文的测试工况下,燃烧室没有产生强烈的热声振荡,所有的燃烧过程都很稳定,说明喷嘴的设计是合理的.多喷嘴燃烧室在相似工况下动态压力幅值比单喷嘴燃烧室要小一半以上,功率谱曲线相对平滑,说明多喷嘴燃烧室确实能降低燃烧噪声....     

自激脉冲喷嘴装置试验研究

本文对自激脉冲射流喷嘴进行试验设计和数据分析,以自激频率、振幅以及打击力等作为响应函数,研究喷嘴结构与工作压力的配套关系。通过对自激频率和振幅的分析,揭示自激振荡腔内部周期性空化现象及其对自激脉冲形成的影响,从而从解释自激脉冲射流发生机理。根据试验数据,拟合打击力随参数变化的经验公式。最终得出工业应用中典型尺寸范围的自激脉冲喷嘴与自激频率及打击力的关系,为工业设计中的频域调制理论提供了试验数据。