為了分析隔板片數(shù)量對(duì)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒不穩(wěn)定性的影響,在驗(yàn)證仿真模型有效性的基礎(chǔ)上,采用歐拉-拉格朗日方法對(duì)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)的兩相燃燒過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值模擬。結(jié)果表明:試車工況下氣氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒流場(chǎng)仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)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(duì)無(wú)隔板工況下燃燒室中存在的高頻不穩(wěn)定燃燒進(jìn)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(dòng)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(dòng)之間的相位耦合程度起到的作用次之,壓力擾動(dòng)的強(qiáng)度起到的作用最小。 

【文章來(lái)源】：導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù). 2020,(06)北大核心CSCD

【文章頁(yè)數(shù)】：6 頁(yè)

【部分圖文】：

燃燒室壓力隨時(shí)間變化曲線Fig.2CurvesofPressurealongTimeinCombustionChamberb）實(shí)驗(yàn)

硎魴問(wèn)轎?()()(grad)StVΓ（1）式中為通用變量，可代替動(dòng)量、溫度等物理量；Γ為廣義擴(kuò)散系數(shù)；為密度；t為時(shí)間；V為速度；S為廣義源項(xiàng)，式（1）中4項(xiàng)依次為瞬態(tài)項(xiàng)、對(duì)流項(xiàng)、擴(kuò)散相和源項(xiàng)。氣相滿足理想氣體狀態(tài)方程，液相采用離散顆粒模型進(jìn)行描述，相關(guān)方程具體表述形式和計(jì)算模型中蒸發(fā)模型、湍流模型及數(shù)值方法等介紹見(jiàn)文獻(xiàn)[11]。2計(jì)算模型驗(yàn)證2.1網(wǎng)格模型及邊界條件針對(duì)試車的氣氧煤油火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室進(jìn)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(guò)程，其旋流的霧化錐通過(guò)噴霧錐角設(shè)為40°，旋流分?jǐn)?shù)設(shè)為0.5，其噴射速度設(shè)為13.5m/s，粒子平均直徑設(shè)為50μm，粒子分布假設(shè)滿足Rosin-Rammler函數(shù)。燃燒室壁面采用無(wú)滑移絕熱條件。監(jiān)測(cè)點(diǎn)位于距主噴注面10mm靠近壁面處。圖1氣氧煤油火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室網(wǎng)格模型Fig.1GirdModelofGOX/KeroseneRocketEngineChamber2.2結(jié)果分析圖2a為仿真所得結(jié)果監(jiān)測(cè)點(diǎn)處壓力隨時(shí)間的變化曲線，圖2b為實(shí)驗(yàn)測(cè)得的燃燒室壓力隨時(shí)間變化曲線。由圖2可知，仿真計(jì)算結(jié)果中，當(dāng)壓力曲線收斂后，燃燒室的平均壓力為1.88MPa，而實(shí)驗(yàn)測(cè)得的燃燒室穩(wěn)定燃燒階段的室壓為1.93MPa，仿真計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果誤差在3%左右，兩者符合較好，說(shuō)明本文所建立的仿真模型可以用于發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室燃燒流場(chǎng)的仿真計(jì)算。a）仿真結(jié)果b）實(shí)驗(yàn)結(jié)果圖2燃燒室壓力隨時(shí)間變化曲線Fig.2Curvesof

左右，兩者符合較好，說(shuō)明本文所建立的仿真模型可以用于發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室燃燒流場(chǎng)的仿真計(jì)算。a）仿真結(jié)果b）實(shí)驗(yàn)結(jié)果圖2燃燒室壓力隨時(shí)間變化曲線Fig.2CurvesofPressurealongTimeinCombustionChamber3隔板片數(shù)量對(duì)燃燒不穩(wěn)定性的影響3.1網(wǎng)格模型及邊界條件針對(duì)液氧煤油液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室，在驗(yàn)證的計(jì)算模型基礎(chǔ)上，對(duì)無(wú)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(chǎng)進(jìn)行仿真計(jì)算，無(wú)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(jié)構(gòu)如圖3、圖4所示。圖3無(wú)隔板工況主燃燒室網(wǎng)格模型Fig.3GirdModelofCombustionChamberwithoutBaffle

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]液氧煤油火箭發(fā)動(dòng)機(jī)不穩(wěn)定燃燒過(guò)程的數(shù)值分析[J]. 馬列波,聶萬(wàn)勝,馮偉,豐松江.  導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù). 2017(06)
[2]我國(guó)新一代載人火箭液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)[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(dòng)機(jī)研究[J]. 譚永華.  宇航學(xué)報(bào). 2013(10)



本文編號(hào)：3469585