發(fā)布時(shí)間：2017-09-23 10:00

  本文關(guān)鍵詞：大長徑比固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)不穩(wěn)定燃燒預(yù)示及抑制方法研究

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【摘要】：大長徑比、高裝填、采用復(fù)合推進(jìn)劑的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在航天推進(jìn)、導(dǎo)彈武器系統(tǒng)得到了廣泛的應(yīng)用，然而，此類發(fā)動(dòng)機(jī)在工作過程中容易出現(xiàn)不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象，尤其是在工作末期。不穩(wěn)定燃燒會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)殼體和其他構(gòu)件振動(dòng)，使飛行器可靠性降低，嚴(yán)重時(shí)將導(dǎo)致飛行任務(wù)失敗。本文以大長徑比固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象為背景，通過數(shù)值模擬、試驗(yàn)研究與理論分析相結(jié)合的方法，系統(tǒng)地研究影響大長徑比固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定性的關(guān)鍵增益機(jī)理與阻尼特性，為大長徑比發(fā)動(dòng)機(jī)不穩(wěn)定燃燒預(yù)示及抑制提供一定的理論指導(dǎo)。本文主要研究工作及結(jié)論如下： 以VKI（Von Karman Institute for Fluid Dynamics）發(fā)動(dòng)機(jī)為基本模型，采用大渦模擬（Large Eddy Simulation）數(shù)值方法，開展了障礙物旋渦脫落引起的壓力振蕩現(xiàn)象研究，獲得了燃燒室內(nèi)的流場分布特性以及壓力振蕩頻率和壓力振幅，數(shù)值計(jì)算所得壓力振幅變化趨勢與試驗(yàn)結(jié)果一致。通過改變擋板位置，研究了擋板位置對渦聲耦合壓力振蕩特性的影響，結(jié)果表明：旋渦脫落具有明顯的周期性，障礙物旋渦脫落容易誘發(fā)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的固有聲模態(tài)；擋板位置對旋渦脫落頻率影響不大，然而對渦聲耦合壓力振幅有很大的影響；擋板位于一階速度波腹（1/2L）和二階速度波腹（1/4L,3/4L）附近時(shí)，壓力振蕩最為嚴(yán)重；旋渦能量在輸運(yùn)過程中易于被湍流耗散，因而靠近噴管的二階速度波腹處（3/4L）旋渦脫落壓力振幅明顯高于其他位置。 研究了介質(zhì)溫度對渦聲耦合壓力振蕩特性的影響，結(jié)果表明：介質(zhì)溫度對旋渦脫落頻率影響不大，但是可以顯著改變?nèi)紵覂?nèi)的固有聲振頻率；當(dāng)燃燒室固有聲振頻率與旋渦脫落相等或接近時(shí)，燃燒室內(nèi)形成渦聲耦合反饋，將會(huì)誘發(fā)嚴(yán)重的壓力振蕩現(xiàn)象；當(dāng)燃燒室固有聲振頻率高于或者低于旋渦脫落頻率時(shí)，渦聲耦合反饋被打破，旋渦脫落引起的壓力振幅顯著下降。 設(shè)計(jì)了新型的T型燃燒器裝藥結(jié)構(gòu)，開展了復(fù)合推進(jìn)劑壓力耦合響應(yīng)函數(shù)測量的試驗(yàn)研究與數(shù)值模擬工作。進(jìn)行了兩組重復(fù)性試驗(yàn)與一組對照試驗(yàn)，其中前兩組試驗(yàn)采用的推進(jìn)劑完全一致，第三組試驗(yàn)推進(jìn)劑配方略有調(diào)整。前兩發(fā)試驗(yàn)結(jié)果具有很強(qiáng)的重復(fù)性，結(jié)果表明該推進(jìn)劑在高壓（~11.5MPa）低頻（140Hz）下壓力耦合響應(yīng)函數(shù)較高；第三組試驗(yàn)測得的推進(jìn)劑壓力耦合響應(yīng)函數(shù)明顯低于前兩組試驗(yàn)結(jié)果，表明推進(jìn)劑配方對壓力耦合響應(yīng)函數(shù)有非常重要的影響。通過數(shù)值模擬方法輔助研究了T型燃燒器內(nèi)的壓力振蕩特性與聲壓分布，結(jié)果表明：數(shù)值計(jì)算所得壓力振蕩頻率與試驗(yàn)結(jié)果及理論結(jié)果一致，試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算所得聲壓分布與理論聲壓分布一致。 研究了噴管結(jié)構(gòu)對發(fā)動(dòng)機(jī)阻尼特性以及燃燒室內(nèi)不同空腔位置對發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性的影響規(guī)律，結(jié)果表明：增大喉通比J，減小發(fā)動(dòng)機(jī)長度以及噴管收斂半角有益于提高噴管阻尼；凸型型面噴管阻尼特性優(yōu)于錐型型面，繼而優(yōu)于凹型型面；潛入式噴管能夠削弱噴管阻尼特性，且噴管阻尼隨著潛入式空腔的增大而減小。頭部空腔有益于提高發(fā)動(dòng)機(jī)的工作穩(wěn)定性；中間位置空腔易于誘發(fā)渦聲耦合壓力振蕩，擴(kuò)張式中間空腔內(nèi)壓力振蕩比收斂式中間空腔內(nèi)的壓力振蕩嚴(yán)重；末端空腔減小了喉通比J，導(dǎo)致噴管阻尼急劇減小，不利于發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定性。 針對M6翼柱裝藥發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程中聲腔固有聲振頻率變化規(guī)律進(jìn)行了有限元計(jì)算分析，并對流場開展了大渦模擬數(shù)值計(jì)算，最后對M6發(fā)動(dòng)機(jī)工作末期不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象進(jìn)行了線性預(yù)估分析，結(jié)果表明：發(fā)動(dòng)機(jī)前兩階軸向固有聲振頻率隨燃面退移呈先減小后增大的變化趨勢；M6發(fā)動(dòng)機(jī)工作至末期時(shí)出現(xiàn)了軸向基頻聲不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象；當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作至末期時(shí)，噴管阻尼與壓力耦合響應(yīng)增益基本接近，M6發(fā)動(dòng)機(jī)由線性穩(wěn)定狀態(tài)轉(zhuǎn)向線性不穩(wěn)定狀態(tài)，，發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性程度顯著降低，從而出現(xiàn)了不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象。
【關(guān)鍵詞】：固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī) 不穩(wěn)定燃燒 渦聲耦合 壓力耦合響應(yīng)特性 阻尼特性 線性預(yù)估
【學(xué)位授予單位】：北京理工大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號】：V435
【目錄】：

• 摘要4-6
• Abstract6-9
• 目錄9-13
• 圖目錄13-16
• 表目錄16-17
• 主要符號表17-19
• 第1章 緒論19-41
• 1.1 研究背景與意義19-21
• 1.2 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)不穩(wěn)定燃燒21-29
• 1.2.1 不穩(wěn)定燃燒概念21
• 1.2.2 不穩(wěn)定燃燒分類21-25
• 1.2.3 聲不穩(wěn)定燃燒核心內(nèi)容25-29
• 1.3 國內(nèi)外研究進(jìn)展29-39
• 1.3.1 國外研究進(jìn)展29-35
• 1.3.2 國內(nèi)研究進(jìn)展35-39
• 1.4 本文主要研究內(nèi)容39-41
• 第2章 渦聲耦合增益機(jī)理及數(shù)值模擬方法41-57
• 2.1 燃燒室聲學(xué)特性41-47
• 2.1.1 燃燒室聲模態(tài)理論分析41-43
• 2.1.2 燃燒室聲振型有限元計(jì)算方法43-44
• 2.1.3 有限元方法驗(yàn)證及應(yīng)用44-47
• 2.2 渦聲耦合機(jī)理47-48
• 2.2.1 渦聲耦合理論描述47-48
• 2.2.2 渦聲耦合基本條件48
• 2.3 大渦模擬在壓力振蕩研究中的應(yīng)用48-56
• 2.3.1 控制方程49-53
• 2.3.2 數(shù)值求解工具53
• 2.3.3 數(shù)值方法驗(yàn)證53-56
• 2.4 本章小結(jié)56-57
• 第3章 障礙物旋渦脫落對壓力振蕩特性影響研究57-73
• 3.1 計(jì)算模型及網(wǎng)格無關(guān)性分析57-62
• 3.1.1 計(jì)算模型57-59
• 3.1.2 邊界條件59
• 3.1.3 數(shù)值穩(wěn)定條件及收斂條件59
• 3.1.4 計(jì)算流程59-61
• 3.1.5 網(wǎng)格無關(guān)性分析61-62
• 3.2 障礙物旋渦脫落周期特性62-66
• 3.2.1 燃燒室空腔聲學(xué)特性62-63
• 3.2.2 旋渦脫落頻率63-66
• 3.3 擋板位置及溫度對壓力振蕩特性影響66-72
• 3.3.1 擋板對壓力振蕩特性影響66-67
• 3.3.2 擋板位置對渦聲耦合壓力特性影響67-69
• 3.3.3 溫度對壓力振蕩特性影響69-72
• 3.5 本章小結(jié)72-73
• 第4章 復(fù)合推進(jìn)劑壓力耦合響應(yīng)特性研究73-99
• 4.1 理論基礎(chǔ)73-77
• 4.1.1 推進(jìn)劑壓力耦合響應(yīng)函數(shù)73-75
• 4.1.2 倍燃面二次脈沖法75-77
• 4.2 T 型燃燒器試驗(yàn)系統(tǒng)77-84
• 4.2.1 試驗(yàn)系統(tǒng)總體77-78
• 4.2.2 T 型燃燒器78-79
• 4.2.3 T 型燃燒器裝藥方案79-80
• 4.2.4 其他儀器及設(shè)備80-82
• 4.2.5 系統(tǒng)點(diǎn)火測試82-84
• 4.3 復(fù)合推進(jìn)劑壓力耦合響應(yīng)特性84-93
• 4.3.1 燃燒室平均壓力的影響84-86
• 4.3.2 脈沖壓力振蕩特性86-89
• 4.3.3 壓力振蕩衰減分析89-92
• 4.3.4 燃燒器內(nèi)壓力振蕩相位特性及分布92-93
• 4.4 數(shù)值計(jì)算93-97
• 4.4.1 計(jì)算區(qū)域及邊界條件94-95
• 4.4.2 數(shù)值計(jì)算方法95
• 4.4.3 T 型燃燒器壓力振蕩特性95-96
• 4.4.4 T 型燃燒器聲壓分布特性96-97
• 4.5 本章小結(jié)97-99
• 第5章 噴管阻尼及空腔位置對壓力振蕩響應(yīng)特性研究99-130
• 5.1 噴管阻尼及計(jì)算方法100-103
• 5.1.1 噴管阻尼100-101
• 5.1.2 穩(wěn)態(tài)波衰減法與脈沖衰減法101-103
• 5.2 計(jì)算模型及脈沖壓力振蕩特性分析103-107
• 5.2.1 計(jì)算區(qū)域及邊界條件103-104
• 5.2.2 網(wǎng)格無關(guān)性分析104-106
• 5.2.3 不同位置處的壓力衰減特性106
• 5.2.4 脈沖強(qiáng)度對衰減常數(shù)的影響106-107
• 5.3 噴管阻尼對壓力振蕩衰減特性研究107-120
• 5.3.1 喉通比對噴管阻尼的影響107-108
• 5.3.2 燃燒室長度對噴管阻尼的影響108-110
• 5.3.3 噴喉半徑及平均壓力對噴管阻尼的影響110-113
• 5.3.4 收斂半角對噴管阻尼的影響113-117
• 5.3.5 潛入式空腔體積的影響117-118
• 5.3.6 噴管收斂段型面的影響118-120
• 5.4 空腔對壓力振蕩響應(yīng)特性研究120-129
• 5.4.1 穩(wěn)態(tài)流場特性121-122
• 5.4.2 非穩(wěn)態(tài)流場特性122-125
• 5.4.3 脈沖壓力振蕩特性125-128
• 5.4.4 阻尼特性128-129
• 5.5 本章小結(jié)129-130
• 第6章 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作末期不穩(wěn)定燃燒研究130-151
• 6.1 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作末期不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象130-132
• 6.2 發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程聲場特性132-136
• 6.2.1 有限元模型132-133
• 6.2.2 燃燒室聲學(xué)特性133-136
• 6.3 流場數(shù)值計(jì)算方法及模型136-137
• 6.3.1 計(jì)算模型136
• 6.3.2 邊界條件136-137
• 6.3.3 數(shù)值計(jì)算方法137
• 6.4 計(jì)算結(jié)果及分析137-144
• 6.4.1 發(fā)動(dòng)機(jī)流場結(jié)構(gòu)137-141
• 6.4.2 發(fā)動(dòng)機(jī)壓力振蕩特性141-144
• 6.5 發(fā)動(dòng)機(jī)不穩(wěn)定燃燒線性預(yù)估144-149
• 6.5.1 增益因素144-146
• 6.5.2 阻尼因素146-147
• 6.5.3 線性穩(wěn)定性預(yù)估147-148
• 6.5.4 不穩(wěn)定燃燒抑制方案初步探討148-149
• 6.6 本章小結(jié)149-151
• 結(jié)論與展望151-157
• 參考文獻(xiàn)157-171
• 攻讀學(xué)位期間發(fā)表論文與研究成果清單171-175
• 致謝175-176

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號：904598