固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)具有安全、環(huán)保、藥柱穩(wěn)定等諸多優(yōu)點(diǎn),工程應(yīng)用上具有十分巨大的潛力,但固液發(fā)動(dòng)機(jī)固體燃料熱分解速率較低。為了提高發(fā)動(dòng)機(jī)固體燃料熱分解速率,采用擾流板降低發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)燃?xì)饬魉?提高其熱分解速率是一種常采用的方法。本文以H_2O_2/HTPB(過(guò)氧化氫/端羥基聚丁二烯)推進(jìn)劑為氧燃劑組合,對(duì)不同內(nèi)置擾流板徑差、不同內(nèi)置擾流板數(shù)量和分布的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行數(shù)值模擬,探究固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)置擾流板數(shù)及其分布對(duì)固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)固體燃料熱分解速率的影響,為固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)提供理論依據(jù)。對(duì)內(nèi)置擾流片徑差分別為2.25_hD,2.5_hD,2.75_hD,3.0_hD,3.25_hD的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了燃料退移計(jì)算,計(jì)算結(jié)果表明:隨著內(nèi)置擾流板內(nèi)外徑差的不斷增大,固體燃料熱分解速率先增加后減小,對(duì)比含內(nèi)置擾流板與不含內(nèi)置擾流板結(jié)構(gòu)的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃料熱分解速率,在相同的邊界條件下,含內(nèi)置擾流板結(jié)構(gòu)的固體燃料熱分解速率顯著提高,在內(nèi)置擾流片內(nèi)徑大小為3.0_hD時(shí),提高效率最大,提高了26.55%。單片內(nèi)置擾流板結(jié)構(gòu)將固體燃料壁面退移速率分成兩個(gè)區(qū)域,擾流板板前部分的熱分解速率略低于無(wú)內(nèi)置擾流板時(shí)的熱分解速率速率,擾流板板后燃料熱分解速率大幅增加,后沿著軸向逐漸減小,直至擾流板板前水平。隨著固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)置擾流板位置的從噴管入口沿著軸向移動(dòng),固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的固體燃料的平均熱分解速率先增加后減小,最大值為擾流板位于藥柱的前約30%位置處,擾流板越靠近該位置固體燃料平均退移速率越高。雙片內(nèi)置擾流板結(jié)構(gòu)將固體燃料壁面退移速率分成三個(gè)區(qū)域,第一片內(nèi)置擾流板板前部分相比不含擾流板結(jié)構(gòu)的燃燒室固體燃料退移速率有所降低;兩片內(nèi)置擾流板板后部分藥柱退移速率均有明顯的提高并沿著橫軸方向逐漸的降低;兩片內(nèi)置擾流板間距相近時(shí),由于第一片擾流板引起的固體藥柱退移速率還未降低到板前水平,再次經(jīng)過(guò)擾流進(jìn)而提高后續(xù)固體藥柱的退移速率,進(jìn)而導(dǎo)致藥柱平均退移速率低;第二片擾流板太靠后時(shí),由于燃燒室內(nèi)置擾流板后的固體藥柱太短,擾流板板后旋渦不能完全發(fā)揮其作用,導(dǎo)致藥柱平均退移速率低。三片內(nèi)置擾流板結(jié)構(gòu)會(huì)將固體燃料壁面退移速率分成四個(gè)區(qū)域,第一片內(nèi)置擾流板板前部分相比不含擾流板結(jié)構(gòu)的燃燒室固體燃料退移速率有所降低;三片內(nèi)置擾流板板后部分藥柱退移動(dòng)速率均有明顯的提高并沿著橫軸方向逐漸的降低,擾流板越靠近λ_d=0.33處波峰越高,越遠(yuǎn)離越低。故首片擾流板位置一定的情況下,后續(xù)擾流板應(yīng)位于首片擾流板后藥柱均分位置稍微靠后的位置,使得各流板板后的極小值相等,此時(shí)固體燃料藥柱整體的退移速率最大。
【學(xué)位單位】：南昌航空大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位年份】：2019
【中圖分類】：V436
【部分圖文】：

在人類各項(xiàng)科學(xué)技術(shù)不斷飛速發(fā)展的背景下，特別是近代以來(lái)，航空航天技飛速發(fā)展發(fā)揮著極其重要的作用。航天技術(shù)從理論到實(shí)現(xiàn)只用了短短幾十年在這期間，人類對(duì)太空中空間位置的爭(zhēng)奪也顯得尤為激烈，出于在國(guó)家發(fā)展需要甚至是未來(lái)戰(zhàn)爭(zhēng)的考慮，世界各國(guó)都投入大量人力、物力和資金在航天的發(fā)展中。在這樣的背景下，液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展迅猛，也比較成熟。二十一世紀(jì)以來(lái)，航天任務(wù)對(duì)飛行器的動(dòng)力系統(tǒng)提出了更高的。飛行器動(dòng)力系統(tǒng)研究的課題向著低成本、低污染、可靠性高、安全性高發(fā)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和固體火箭都存在一些缺點(diǎn)，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖低、飛程中推力無(wú)法精確的控制、飛行時(shí)間短、羽流輻射強(qiáng)。而液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的性差、結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜、安全性差；多年來(lái)，盡管各國(guó)研究人員對(duì)固體火箭發(fā)和液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行不斷的研究，提高其性能，然而人們發(fā)現(xiàn)，若使用單液體推進(jìn)劑或者固體推進(jìn)劑，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的缺點(diǎn)依然。在這一條件下，研究人員對(duì)液體和固體推進(jìn)劑同時(shí)使用的固液混合火箭發(fā)技術(shù)開(kāi)始了研究[1~3]。

碩士學(xué)位論文 研究結(jié)果表明，固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中固體燃料的分解主要由燃料表面溫度決定燃料的燃面退移速率[16]。除此之外，從在燃料中添加金屬粉末可以使燃料表面溫度提高[17]。選擇也可以提高固體燃料的燃面退移速率[18][19]。圖 1-2 展示了燃料表面區(qū)域組成[20]。

固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)流動(dòng)燃燒為兩相流動(dòng)和擴(kuò)散燃燒，兩者相互影響。添加擾流板能提高固體燃料燃面的退移速率，然而不同擾流板參數(shù)，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)不一，固體燃料邊界退移速率也不一。因此，本章擬在燃燒室同一位置處放置不同徑差的擾流板，并與不含擾流板下的燃燒室作對(duì)比，研究各種工況下燃燒室的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)以及固體燃料面的退移情況。3.1 不含擾流板燃燒情況3.1.1 計(jì)算模型本文計(jì)算所采用的模型取自文獻(xiàn)[23]，主要由氧化劑入口、固體燃料、擾流板、后燃燒室和噴管組成，氧化劑入口半徑 8mm，燃燒室通道半徑 15mm，藥柱長(zhǎng)度570mm，藥柱厚度 15mm，補(bǔ)燃室長(zhǎng)度 75mm，噴管喉部半徑 8mm，圖 3-1 為本節(jié)模擬使用的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)示意圖。
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