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1.
燃料液滴高压蒸发理论   总被引:2,自引:0,他引:2  
本文提出了一个燃料液滴在高压环境下的蒸发理论,该理论考虑了液滴表面的内移、液滴不定常加热以及高压非理想气体效应的影响等因素。计算了C_(12)H_(26)液滴在1.8—90大气压、2000—3200°K的N_2气介质中蒸发时的滴温、半径随时间变化的关系。计算结果表明,存在一个划分亚临界蒸发和超临界蒸发的压力极限,在亚临界蒸发时,液滴生存时间随压力增加而减少,超临界蒸发时,液滴生存时间随压力增加而增加,在本例情况下,此极限压力值为2.23p_c。  相似文献   
2.
本文提出了计算偏二甲肼液滴在惰性介质中的临界着火条件的两种理论。一种是类似于弗朗克-卡敏涅茨基对均匀可燃混气自燃所用的稳态分析理论。应用这一理论并经数值计算,得到了关联无因次蒸发速率和环境温度的反C形曲线,曲线的顶点即相当于临界着火点。另一种是稳态简化模型理论,它给出了方便于工程应用的临界着火准则显式。  相似文献   
3.
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。  相似文献   
4.
何博  聂万胜  庄逢辰 《化学学报》2013,71(3):302-307
有机凝胶推进剂兼具有固体和液体推进剂的优点,但其液滴在着火燃烧过程出现了剧烈的膨胀-爆裂及火焰扰动现象,明显不同于常规液体液滴准稳态蒸发燃烧现象,影响了凝胶液体火箭发动机喷雾燃烧流场及其优化设计工作.根据偏二甲肼(UDMH)有机凝胶液滴着火燃烧过程的内部非稳态蒸发特性及其微观分子结构,提出了非稳态多组分蒸发模型、界面追踪多相流蒸发模型、离散元多相流蒸发模型三种有机凝胶液滴液相蒸发模型,重点发展并实现了其中的非稳态多组分蒸发模型,详细分析了后两种多相流蒸发模型所需的技术储备.然后针对静止及对流气相环境下的UDMH有机凝胶液滴,提出了分别采用有限速率化学反应模型、相容性层流火焰面模型解决其气相混合燃烧问题,并详细分析了其中的刚性化学反应源项处理及火焰面方程求解所面临的困难及其解决措施.  相似文献   
5.
OTTO-II燃料系一种液体单元推进剂,目前已在某些特种发动机中予以应用.有关这种燃料的燃烧室设计,作者曾提出过一种计算方法,但在应用该方法前还必须判断燃料液滴是否已经着火.本文即解决这一课题.  相似文献   
6.
液体火箭燃烧不稳定性主动控制数值仿真   总被引:2,自引:0,他引:2  
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.  相似文献   
7.
液体火箭发动机中声腔抑制不稳定燃烧的声学分析   总被引:5,自引:0,他引:5       下载免费PDF全文
发展了声腔的分析和数值模型,对液体火箭发动机不稳定燃烧的抑制作用进行了评定,通过迭代计算研究了二维流动和温度分布变化对声腔调 谐和稳定性能的影响,对不同的声腔几何尺寸和温度梯度的稳定性计算结果表明,燃烧带有较大开口面积的声腔会更大程度地改变振荡的空间分布,这种改变而且影响了驱动和抑制燃烧的机理,讨论了在声腔设计安排中正确选择声腔的几何尺寸,且比较了不同长度和不同直径声腔的阻尼特性,通过考察声吸收系统的方法来最优化系统的阻尼,得到了可供设计参考的结论。  相似文献   
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