氣氧/煤油是火箭發(fā)動(dòng)機(jī)常用的推進(jìn)劑,廣泛應(yīng)用于航空航天等各個(gè)領(lǐng)域,尤其是火箭基組合循環(huán)（RBCC）推進(jìn)系統(tǒng)中。氣氧/煤油的單噴嘴噴注參數(shù)（如霧錐半角、混合比等）以及帶有外環(huán)氧氣的噴注形式（外環(huán)氧氣進(jìn)口位置）對(duì)燃燒效率和燃燒穩(wěn)定性有較明顯的影響,因而針對(duì)噴注參數(shù)及形式的研究是提高火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室性能的重要方式之一。為研究不同噴注參數(shù)及形式對(duì)氣氧/煤油燃燒流場(chǎng)產(chǎn)生的影響,本文參考與氣氧/煤油燃燒內(nèi)容相關(guān)的文獻(xiàn)資料,采用數(shù)值仿真手段并通過(guò)有限速率-渦耗散燃燒模型、RNG k-ε湍流模型、壓力旋流霧化模型等對(duì)文獻(xiàn)中氣氧/煤油燃燒室工況進(jìn)行計(jì)算,并將得到的計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)中的結(jié)果進(jìn)行比較,發(fā)現(xiàn)二者具有良好的吻合性。在此基礎(chǔ)上,本文不同對(duì)霧錐半角、混合比、旋流數(shù)、外環(huán)氧氣配比及外環(huán)氧氣入口位置等多種工況進(jìn)行研究,分析燃燒流場(chǎng)的變化規(guī)律,從而得到不同工況下最佳的燃燒效率。計(jì)算結(jié)果表明,如果霧錐半角太大會(huì)導(dǎo)致燃燒流場(chǎng)非常不均勻,而較小的霧錐半角又會(huì)導(dǎo)致燃燒不充分,因此存在一個(gè)最佳的霧錐半角,使燃燒效率達(dá)到最大;同樣,過(guò)大或過(guò)小的混合比,也都會(huì)使燃燒效率降低,故存在最佳的混合比,使燃燒效率達(dá)到最大;此外,... 

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【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

燃燒室模型

）煤油進(jìn)口：使用離散相中的壓力旋流霧化模型，設(shè)置進(jìn)口參數(shù)，給定煤油 0.01206kg/s，離散相壁面條件為 wall-rejection。）燃?xì)獬隹冢哼x擇壓力出口，設(shè)定出口背壓為 1atm，環(huán)境溫度為 300K，離為 escape。條件假設(shè)過(guò)程中，對(duì)模型進(jìn)行如下假設(shè)：）混合氣體為可壓縮理想氣體，只考慮煤油和氧氣雙組元的單步總包反應(yīng)）不施加重力條件；）壁面采用絕熱無(wú)滑移條件，不考慮與相鄰環(huán)境的換熱。算結(jié)果及分析型進(jìn)行仿真計(jì)算，得到燃燒室沿軸線上的壓力分布，并與文獻(xiàn)結(jié)果進(jìn)行.2。

第 3 章 氣氧煤油燃燒數(shù)值模擬模型驗(yàn)證以看出，仿真得到的壓力曲線與參考文獻(xiàn)的壓力曲線變化規(guī)燒室沿軸線上的壓力基本保持在 2MPa 左右，而文獻(xiàn)中的結(jié)在 5.5%左右。性驗(yàn)證程度會(huì)影響到燃燒流場(chǎng)的計(jì)算結(jié)果，網(wǎng)格過(guò)少會(huì)導(dǎo)致計(jì)算很度較低；但網(wǎng)格過(guò)多則會(huì)占用大量的計(jì)算資源，且得到的計(jì)此為節(jié)約計(jì)算成本并得到較好的計(jì)算結(jié)果，本文進(jìn)行網(wǎng)格用 40 萬(wàn)、60 萬(wàn)、80 萬(wàn)、120 萬(wàn)網(wǎng)格進(jìn)行網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證計(jì)

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]RBCC引射火箭燃燒室設(shè)計(jì)及試驗(yàn)研究[J]. 朱韶華,田亮,劉亞冰,侯金麗,李軒,徐旭.  推進(jìn)技術(shù). 2014(10)
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[3]RBCC混合燃燒模態(tài)一次火箭對(duì)燃燒穩(wěn)定影響[J]. 潘科瑋,何國(guó)強(qiáng),劉佩進(jìn),楊斌.  推進(jìn)技術(shù). 2010(05)
[4]RBCC推進(jìn)系統(tǒng)主火箭發(fā)動(dòng)機(jī)氣氧/煤油推力室研究[J]. 劉永興,王魁,曹再勇.  火箭推進(jìn). 2009(06)
[5]一次燃?xì)饣旌媳葘?duì)引射火箭二次燃燒火焰穩(wěn)定的影響[J]. 李強(qiáng),劉佩進(jìn),陳劍.  固體火箭技術(shù). 2009(04)
[6]組合循環(huán)動(dòng)力系統(tǒng)面臨的挑戰(zhàn)及前景[J]. 張蒙正,李平,陳祖奎.  火箭推進(jìn). 2009(01)
[7]一次火箭流量對(duì)RBCC性能影響的數(shù)值和實(shí)驗(yàn)研究[J]. 劉洋,何國(guó)強(qiáng),劉佩進(jìn),李強(qiáng),李宇飛.  固體火箭技術(shù). 2008(05)
[8]QD128航改燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室數(shù)值模擬[J]. 金戈,張志學(xué),顧銘企.  航空發(fā)動(dòng)機(jī). 2008(02)
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[10]SMC燃燒模式下引射火箭性能影響因素的實(shí)驗(yàn)研究[J]. 李宇飛,何國(guó)強(qiáng),劉佩進(jìn).  推進(jìn)技術(shù). 2006(02)

博士論文
[1]燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室三維湍流的數(shù)值仿真[D]. 孟嵐.哈爾濱工程大學(xué) 2002

碩士論文
[1]雙燃料噴嘴設(shè)計(jì)與燃燒流場(chǎng)數(shù)值模擬[D]. 楊洪磊.哈爾濱工程大學(xué) 2010
[2]雙燃料燃燒室燃燒流場(chǎng)數(shù)值模擬[D]. 賀紅娟.哈爾濱工程大學(xué) 2009
[3]燃料裂解氣燃燒技術(shù)研究[D]. 李金英.哈爾濱工程大學(xué) 2008
[4]短環(huán)形燃燒室內(nèi)三維兩相燃燒流動(dòng)研究[D]. 鄒葆華.西北工業(yè)大學(xué) 2006
[5]燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室燃燒流場(chǎng)的數(shù)值模擬[D]. 張順利.哈爾濱工程大學(xué) 2005



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