發(fā)布時間：2021-11-01 05:27

　　為了分析隔板片數(shù)量對液體火箭發(fā)動機燃燒不穩(wěn)定性的影響,在驗證仿真模型有效性的基礎上,采用歐拉-拉格朗日方法對液體火箭發(fā)動機燃燒室內(nèi)的兩相燃燒過程進行了數(shù)值模擬。結果表明:試車工況下氣氧煤油發(fā)動機燃燒流場仿真結果與實驗結果的誤差僅為3%,符合較好,數(shù)值仿真模型是有效的;在1輪轂3徑向、1輪轂4徑向及1輪轂6徑向工況下,均能對無隔板工況下燃燒室中存在的高頻不穩(wěn)定燃燒進行抑制,其中1輪轂3徑向工況下,抑制效果最佳。在影響燃燒室內(nèi)壓力振蕩劇烈程度的3種因素中,壓力擾動是否全部處于隔板影響區(qū)域之內(nèi)起到的作用最大,壓力振蕩與釋熱波動之間的相位耦合程度起到的作用次之,壓力擾動的強度起到的作用最小。 

【文章來源】：導彈與航天運載技術. 2020,(06)北大核心CSCD

【文章頁數(shù)】：6 頁

【部分圖文】：

燃燒室壓力隨時間變化曲線Fig.2CurvesofPressurealongTimeinCombustionChamberb）實驗

硎魴問轎?()()(grad)StVΓ（1）式中為通用變量，可代替動量、溫度等物理量；Γ為廣義擴散系數(shù)；為密度；t為時間；V為速度；S為廣義源項，式（1）中4項依次為瞬態(tài)項、對流項、擴散相和源項。氣相滿足理想氣體狀態(tài)方程，液相采用離散顆粒模型進行描述，相關方程具體表述形式和計算模型中蒸發(fā)模型、湍流模型及數(shù)值方法等介紹見文獻[11]。2計算模型驗證2.1網(wǎng)格模型及邊界條件針對試車的氣氧煤油火箭發(fā)動機推力室進行三維建模以及網(wǎng)格繪制，其網(wǎng)格模型如圖1所示。在試車工況下，氧氣總流量為0.15kg/s，入口溫度為300K，煤油總流量為0.1kg/s，入口溫度為300K。采用質(zhì)量入口邊界條件，壓力出口邊界條件，煤油的霧化過程，其旋流的霧化錐通過噴霧錐角設為40°，旋流分數(shù)設為0.5，其噴射速度設為13.5m/s，粒子平均直徑設為50μm，粒子分布假設滿足Rosin-Rammler函數(shù)。燃燒室壁面采用無滑移絕熱條件。監(jiān)測點位于距主噴注面10mm靠近壁面處。圖1氣氧煤油火箭發(fā)動機燃燒室網(wǎng)格模型Fig.1GirdModelofGOX/KeroseneRocketEngineChamber2.2結果分析圖2a為仿真所得結果監(jiān)測點處壓力隨時間的變化曲線，圖2b為實驗測得的燃燒室壓力隨時間變化曲線。由圖2可知，仿真計算結果中，當壓力曲線收斂后，燃燒室的平均壓力為1.88MPa，而實驗測得的燃燒室穩(wěn)定燃燒階段的室壓為1.93MPa，仿真計算結果與實驗結果誤差在3%左右，兩者符合較好，說明本文所建立的仿真模型可以用于發(fā)動機燃燒室燃燒流場的仿真計算。a）仿真結果b）實驗結果圖2燃燒室壓力隨時間變化曲線Fig.2Curvesof

左右，兩者符合較好，說明本文所建立的仿真模型可以用于發(fā)動機燃燒室燃燒流場的仿真計算。a）仿真結果b）實驗結果圖2燃燒室壓力隨時間變化曲線Fig.2CurvesofPressurealongTimeinCombustionChamber3隔板片數(shù)量對燃燒不穩(wěn)定性的影響3.1網(wǎng)格模型及邊界條件針對液氧煤油液體火箭發(fā)動機主燃燒室，在驗證的計算模型基礎上，對無隔板工況及在噴注面上添加不同隔板片數(shù)量的噴嘴式隔板工況的主燃燒室燃燒流場進行仿真計算，無隔板工況主燃燒室網(wǎng)格模型及不同隔板片數(shù)量的噴嘴式隔板結構如圖3、圖4所示。圖3無隔板工況主燃燒室網(wǎng)格模型Fig.3GirdModelofCombustionChamberwithoutBaffle

【參考文獻】：
期刊論文
[1]液氧煤油火箭發(fā)動機不穩(wěn)定燃燒過程的數(shù)值分析[J]. 馬列波,聶萬勝,馮偉,豐松江.  導彈與航天運載技術. 2017(06)
[2]我國新一代載人火箭液氧煤油發(fā)動機[J]. 李斌,張小平,馬冬英.  載人航天. 2014(05)
[3]大推力液體火箭發(fā)動機研究[J]. 譚永華.  宇航學報. 2013(10)



本文編號：3469585