扰流板数及其分布对固液发动机燃料退移速率影响研究

发布时间：2020-10-23 02:41

　　 固液火箭发动机具有安全、环保、药柱稳定等诸多优点,工程应用上具有十分巨大的潜力,但固液发动机固体燃料热分解速率较低。为了提高发动机固体燃料热分解速率,采用扰流板降低发动机内燃气流速,提高其热分解速率是一种常采用的方法。本文以H_2O_2/HTPB(过氧化氢/端羟基聚丁二烯)推进剂为氧燃剂组合,对不同内置扰流板径差、不同内置扰流板数量和分布的固液火箭发动机进行数值模拟,探究固液火箭发动机内置扰流板数及其分布对固液火箭发动机固体燃料热分解速率的影响,为固液火箭发动机设计提供理论依据。对内置扰流片径差分别为2.25_hD,2.5_hD,2.75_hD,3.0_hD,3.25_hD的固液火箭发动机结构进行了燃料退移计算,计算结果表明:随着内置扰流板内外径差的不断增大,固体燃料热分解速率先增加后减小,对比含内置扰流板与不含内置扰流板结构的固液火箭发动机燃料热分解速率,在相同的边界条件下,含内置扰流板结构的固体燃料热分解速率显著提高,在内置扰流片内径大小为3.0_hD时,提高效率最大,提高了26.55%。单片内置扰流板结构将固体燃料壁面退移速率分成两个区域,扰流板板前部分的热分解速率略低于无内置扰流板时的热分解速率速率,扰流板板后燃料热分解速率大幅增加,后沿着轴向逐渐减小,直至扰流板板前水平。随着固液火箭发动机内置扰流板位置的从喷管入口沿着轴向移动,固液火箭发动机的固体燃料的平均热分解速率先增加后减小,最大值为扰流板位于药柱的前约30%位置处,扰流板越靠近该位置固体燃料平均退移速率越高。双片内置扰流板结构将固体燃料壁面退移速率分成三个区域,第一片内置扰流板板前部分相比不含扰流板结构的燃烧室固体燃料退移速率有所降低;两片内置扰流板板后部分药柱退移速率均有明显的提高并沿着横轴方向逐渐的降低;两片内置扰流板间距相近时,由于第一片扰流板引起的固体药柱退移速率还未降低到板前水平,再次经过扰流进而提高后续固体药柱的退移速率,进而导致药柱平均退移速率低;第二片扰流板太靠后时,由于燃烧室内置扰流板后的固体药柱太短,扰流板板后旋涡不能完全发挥其作用,导致药柱平均退移速率低。三片内置扰流板结构会将固体燃料壁面退移速率分成四个区域,第一片内置扰流板板前部分相比不含扰流板结构的燃烧室固体燃料退移速率有所降低;三片内置扰流板板后部分药柱退移动速率均有明显的提高并沿着横轴方向逐渐的降低,扰流板越靠近λ_d=0.33处波峰越高,越远离越低。故首片扰流板位置一定的情况下,后续扰流板应位于首片扰流板后药柱均分位置稍微靠后的位置,使得各流板板后的极小值相等,此时固体燃料药柱整体的退移速率最大。
【学位单位】：南昌航空大学
【学位级别】：硕士
【学位年份】：2019
【中图分类】：V436
【部分图文】：

在人类各项科学技术不断飞速发展的背景下，特别是近代以来，航空航天技飞速发展发挥着极其重要的作用。航天技术从理论到实现只用了短短几十年在这期间，人类对太空中空间位置的争夺也显得尤为激烈，出于在国家发展需要甚至是未来战争的考虑，世界各国都投入大量人力、物力和资金在航天的发展中。在这样的背景下，液体火箭发动机和固体火箭发动机发展迅猛，也比较成熟。二十一世纪以来，航天任务对飞行器的动力系统提出了更高的。飞行器动力系统研究的课题向着低成本、低污染、可靠性高、安全性高发液体火箭发动机和固体火箭都存在一些缺点，固体火箭发动机的比冲低、飞程中推力无法精确的控制、飞行时间短、羽流辐射强。而液体火箭发动机的性差、结构非常复杂、安全性差；多年来，尽管各国研究人员对固体火箭发和液体火箭发动机进行不断的研究，提高其性能，然而人们发现，若使用单液体推进剂或者固体推进剂，固体火箭发动机和液体火箭发动机的缺点依然。在这一条件下，研究人员对液体和固体推进剂同时使用的固液混合火箭发技术开始了研究[1~3]。

硕士学位论文 研究结果表明，固液火箭发动机中固体燃料的分解主要由燃料表面温度决定燃料的燃面退移速率[16]。除此之外，从在燃料中添加金属粉末可以使燃料表面温度提高[17]。选择也可以提高固体燃料的燃面退移速率[18][19]。图 1-2 展示了燃料表面区域组成[20]。

固液火箭发动机燃烧室内流动燃烧为两相流动和扩散燃烧，两者相互影响。添加扰流板能提高固体燃料燃面的退移速率，然而不同扰流板参数，流场结构不一，固体燃料边界退移速率也不一。因此，本章拟在燃烧室同一位置处放置不同径差的扰流板，并与不含扰流板下的燃烧室作对比，研究各种工况下燃烧室的流场结构以及固体燃料面的退移情况。3.1 不含扰流板燃烧情况3.1.1 计算模型本文计算所采用的模型取自文献[23]，主要由氧化剂入口、固体燃料、扰流板、后燃烧室和喷管组成，氧化剂入口半径 8mm，燃烧室通道半径 15mm，药柱长度570mm，药柱厚度 15mm，补燃室长度 75mm，喷管喉部半径 8mm，图 3-1 为本节模拟使用的固液火箭发动机示意图。
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本文编号：2852445