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题名矩形发动机流量对燃烧不稳定性的影响
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作者
李明哲
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机构
太原卫星发射中心
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出处
《航天技术与工程学报》
2024年第1期55-65,共11页
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文摘
针对火箭发动机燃烧不稳定性的问题,提出喷注流量抑制燃烧不稳定性的解决方案,选取普渡大学的气氧-甲烷矩形模型发动机,采用同轴剪切式喷嘴构型,从燃烧不稳定现象经典观点的力热耦合过程出发,通过改变不同喷注流量进行仿真。基准工况仿真结果与真实试验吻合较好,在此基础上开展不同流量工况对模型发动机燃烧不稳定性的影响研究。研究表明:模型发动机的喷注流量存在一定阈值,在阈值之内增加流量会增强燃烧不稳定性;流量设置低于阈值无法产生自持传播的横向压力波,但是存在一定的燃烧损失;流量高于阈值之后再增加流量,对横向压力波的增强作用不明显。
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关键词
燃烧不稳定性
喷注流量
矩形模型发动机
同轴剪切式喷嘴
力热耦合
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Keywords
combustion instability
injection flow
rectangular model engine
coaxial shear nozzles
force-thermal coupling
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分类号
V11
[航空宇航科学与技术—人机与环境工程]
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题名不均匀喷注对火箭发动机点火过程的影响研究
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作者
徐唯栋
金平
蔡国飙
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机构
北京航空航天大学宇航学院
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出处
《火箭推进》
CAS
2018年第5期21-31,共11页
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文摘
高空点火瞬态过程是液氧/甲烷火箭发动机工作过程中流动非常复杂、燃烧很不稳定的阶段。为了验证喷注流量不均是否为导致点火压力峰升高的重要因素,采用瞬态仿真对该过程进行数值模拟。在无喷注不均的情况下,得到了推力室各特征截面的温度和压力分布的时序演化,以及推力室侧壁及喷注器面上给定测点的压力分布时序,揭示了高空点火过程中着火点的位置特征及压力波在喷注器面的振荡过程。接下来设置了喷注流量不均的多种工况,发现喷注流量不均不会改变推力室侧壁最大压力峰值,只是改变最大压力峰值位置,但却明显增强了压力波对喷注器面的冲击,尤其使以隔板为界的内圈喷嘴所受的平均最大压力峰值达到了推力室稳态压力的30倍,从而验证了喷注流量不均是引起点火烧蚀的一个重要因素。
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关键词
喷注流量不均
点火压力峰
高空点火过程
液氧/甲烷火箭发动机
瞬态仿真
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Keywords
inhomogeneous injection
ignition pressure peak
ignition process of high altitude
LOX/CH4 rocket engine
transient simulation
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分类号
V434-34
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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