【摘要】：內(nèi)嵌火箭式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)具有高比沖、高推重比和工作范圍寬等特點(diǎn),高質(zhì)量的燃油霧化性能和合理的油氣空間分布是保證發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行高度較高、環(huán)境較惡劣等條件下,能夠穩(wěn)定工作和較高的燃燒效率是發(fā)動(dòng)機(jī)滿足要求的關(guān)鍵。本文針對(duì)內(nèi)嵌火箭式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)低壓大梯度亞超剪切混合層內(nèi)燃燒組織問題,采用數(shù)值模擬和試驗(yàn)的方法,開展亞超大梯度剪切混合層內(nèi)霧化及油氣空間分布特性研究,設(shè)計(jì)了不同的燃油噴注方案,建立了簡(jiǎn)化計(jì)算模型,搭建了燃油霧化特性試驗(yàn)平臺(tái),建立了噴嘴霧化特性測(cè)量系統(tǒng),探討了噴注方案和剪切混合層氣動(dòng)參數(shù)等對(duì)燃油霧化特性及油氣空間分布的影響,得到了噴注方案和氣動(dòng)參數(shù)對(duì)燃油霧化的影響規(guī)律。主要成果有:(1)探討了噴注方案及氣動(dòng)參數(shù)對(duì)燃油霧化特性,包括:霧化粒徑、N值(粒徑分布指數(shù))、體積分?jǐn)?shù)等,發(fā)現(xiàn)供油壓力對(duì)燃油的霧化特性影響不大,不同的噴射角度中,逆向噴射的霧化特性相對(duì)垂直噴射和順向噴射有所提升,噴嘴位置越靠近支板尾緣霧化性能越好;環(huán)境壓力越低,霧化性能越差;超聲速流及亞聲速流的馬赫數(shù)增加可以提升霧化性能;增加亞聲速流的溫度及超聲速流溫度可以提升霧化性能;擬合了關(guān)于SMD的無(wú)量綱關(guān)系式,試驗(yàn)驗(yàn)證關(guān)系式計(jì)算值與試驗(yàn)結(jié)果誤差在15%以內(nèi)。(2)采用基于CLSVOF的數(shù)值計(jì)算方法,對(duì)亞超剪切混合層的射流液柱破碎過(guò)程進(jìn)行了模擬,過(guò)程中發(fā)現(xiàn)了大量的表面波現(xiàn)象,發(fā)現(xiàn)射流總是在表面波波谷處發(fā)生破碎,通過(guò)無(wú)量綱經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式擬合值與模擬所得到的波長(zhǎng)進(jìn)行對(duì)比,證明了表面波機(jī)理可以由KH不穩(wěn)定性解釋。捕捉了兩種液滴二次破碎過(guò)程,初步驗(yàn)證了液滴的尾部夾斷機(jī)理。(3)通過(guò)數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)研究,探究了噴注方案及氣動(dòng)參數(shù)對(duì)油氣空間分布的影響,其中噴嘴位置越遠(yuǎn)離支板尾緣,射流軌跡會(huì)向亞聲速流偏折,穿透深度越大;供油壓力的提升會(huì)使得穿透深度逐漸變大;垂直噴射的穿透深度最大,順向噴射會(huì)隨著角度的增加穿透深度逐漸增加,逆向噴射穿透深度與順向噴射相差不大。環(huán)境壓力下降,燃油軌跡會(huì)向亞聲速流偏折,穿透深度會(huì)逐漸增加,蒸發(fā)位置會(huì)向流向方向推移;亞、超聲速流馬赫數(shù)的而增加會(huì)使得偏折角度向超聲速流改變,穿透深度會(huì)減小,蒸發(fā)開始的位置距離支板末端的位置先變長(zhǎng)后變短;亞、超聲速流的溫度增加對(duì)燃油軌跡的影響不大,但是燃油蒸發(fā)位置會(huì)逐漸提前;擬合了穿透深度的無(wú)量綱關(guān)系式,試驗(yàn)驗(yàn)證關(guān)系式計(jì)算值與試驗(yàn)結(jié)果誤差在15%以內(nèi)。
【圖文】：

低壓大剪切混合流燃油霧化和油氣空間分布特性研究作用過(guò)程，在單相燃燒中（圖 1 中左側(cè)箭頭 1-5 指示的過(guò)程），箭頭 1 代表的是剪切流的湍流脈動(dòng)導(dǎo)致氣體擴(kuò)散或者宏觀混合，箭頭 2 表征了由于分子擴(kuò)散或微觀渦旋誘使微尺度混合，微尺度混合強(qiáng)度依賴于標(biāo)量場(chǎng)的梯度及湍流尺度（箭頭 3），進(jìn)而關(guān)系到燃燒的組分、火焰結(jié)構(gòu)和溫度分布（箭頭 4），反過(guò)來(lái)，劇烈的化學(xué)反應(yīng)會(huì)誘使標(biāo)量梯度變大而強(qiáng)化微尺度混合，即，火焰的放熱脈動(dòng)、火焰鋒面皺褶變形等都會(huì)增強(qiáng)氣體湍流度（箭頭 5），強(qiáng)化混合過(guò)程。在噴霧燃燒的兩相流中，液滴和氣流相界面上存在動(dòng)量和能量交換，使得液滴群的離散相和氣體湍流的連續(xù)相之間存在相互作用和影響（箭頭 9），，液滴與氣流運(yùn)動(dòng)過(guò)程中受到氣動(dòng)力、慣性力、粘性力、表面張力等作用使得液滴碎裂（箭頭 6），氣流與液滴交換能量并促使液滴蒸發(fā)成為氣相燃料（箭頭 7），然后被輸運(yùn)到燃燒區(qū)，液滴蒸發(fā)的快慢取決于環(huán)境的溫度和氣相燃料濃度梯度，這些主要受到氣流擴(kuò)散（箭頭 11）、微尺度混合（箭頭 13）和液滴周圍氣相邊界層厚度，它是當(dāng)?shù)叵鄬?duì)速度的函數(shù)（箭頭 8 和 10），反應(yīng)區(qū)的熱輻射也會(huì)導(dǎo)致蒸發(fā)率增加（箭頭 14），相對(duì)單相燃燒，微觀混合會(huì)由于蒸發(fā)過(guò)程中液滴周圍氣相邊界層標(biāo)量梯度增加而被進(jìn)一步強(qiáng)化（箭頭 12 和13）。

南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文的互補(bǔ)。1996 年 9 月，Aerojet 公司研制出了支板引射火箭發(fā)動(dòng)機(jī)方案[19]，極大地提高了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力和比沖，初期飛行階段可以節(jié)省燃料且設(shè)計(jì)一體化，經(jīng)過(guò)大量理論和試驗(yàn)工作，驗(yàn)證了方案的可行性。日本于 90 年代開始 RBCC 的研究工作[20]，2004 年日本空天探索局(JAXA)設(shè)計(jì)得到了縮比后的內(nèi)嵌火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型，其火箭燃燒室在海平面靜止條件下可以得到 4000N 的推力。20 世紀(jì) 80 年代初期航天科工 31 所研制出樣機(jī)，并對(duì)其進(jìn)行了大量的試驗(yàn)研究。國(guó)防科技大學(xué)也建立了試驗(yàn)裝置[21,22]。西北工業(yè)大學(xué)何國(guó)強(qiáng)等人對(duì)內(nèi)嵌火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了深入研究，并建立了試驗(yàn)系統(tǒng)，如圖所示[1]。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號(hào)】：V235.21;V430

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本文編號(hào)：2702096