隔板片数量对液体火箭发动机燃烧不稳定性的影响
发布时间：2021-11-01 05:27
为了分析隔板片数量对液体火箭发动机燃烧不稳定性的影响,在验证仿真模型有效性的基础上,采用欧拉-拉格朗日方法对液体火箭发动机燃烧室内的两相燃烧过程进行了数值模拟。结果表明:试车工况下气氧煤油发动机燃烧流场仿真结果与实验结果的误差仅为3%,符合较好,数值仿真模型是有效的;在1轮毂3径向、1轮毂4径向及1轮毂6径向工况下,均能对无隔板工况下燃烧室中存在的高频不稳定燃烧进行抑制,其中1轮毂3径向工况下,抑制效果最佳。在影响燃烧室内压力振荡剧烈程度的3种因素中,压力扰动是否全部处于隔板影响区域之内起到的作用最大,压力振荡与释热波动之间的相位耦合程度起到的作用次之,压力扰动的强度起到的作用最小。
【文章来源】：导弹与航天运载技术. 2020,(06)北大核心CSCD
【文章页数】：6 页
【部分图文】：
燃烧室压力随时间变化曲线Fig.2CurvesofPressurealongTimeinCombustionChamberb）实验
硎鲂问轿?()()(grad)StVΓ（1）式中为通用变量，可代替动量、温度等物理量；Γ为广义扩散系数；为密度；t为时间；V为速度；S为广义源项，式（1）中4项依次为瞬态项、对流项、扩散相和源项。气相满足理想气体状态方程，液相采用离散颗粒模型进行描述，相关方程具体表述形式和计算模型中蒸发模型、湍流模型及数值方法等介绍见文献[11]。2计算模型验证2.1网格模型及边界条件针对试车的气氧煤油火箭发动机推力室进行三维建模以及网格绘制，其网格模型如图1所示。在试车工况下，氧气总流量为0.15kg/s，入口温度为300K，煤油总流量为0.1kg/s，入口温度为300K。采用质量入口边界条件，压力出口边界条件，煤油的雾化过程，其旋流的雾化锥通过喷雾锥角设为40°，旋流分数设为0.5，其喷射速度设为13.5m/s，粒子平均直径设为50μm，粒子分布假设满足Rosin-Rammler函数。燃烧室壁面采用无滑移绝热条件。监测点位于距主喷注面10mm靠近壁面处。图1气氧煤油火箭发动机燃烧室网格模型Fig.1GirdModelofGOX/KeroseneRocketEngineChamber2.2结果分析图2a为仿真所得结果监测点处压力随时间的变化曲线，图2b为实验测得的燃烧室压力随时间变化曲线。由图2可知，仿真计算结果中，当压力曲线收敛后，燃烧室的平均压力为1.88MPa，而实验测得的燃烧室稳定燃烧阶段的室压为1.93MPa，仿真计算结果与实验结果误差在3%左右，两者符合较好，说明本文所建立的仿真模型可以用于发动机燃烧室燃烧流场的仿真计算。a）仿真结果b）实验结果图2燃烧室压力随时间变化曲线Fig.2Curvesof
左右，两者符合较好，说明本文所建立的仿真模型可以用于发动机燃烧室燃烧流场的仿真计算。a）仿真结果b）实验结果图2燃烧室压力随时间变化曲线Fig.2CurvesofPressurealongTimeinCombustionChamber3隔板片数量对燃烧不稳定性的影响3.1网格模型及边界条件针对液氧煤油液体火箭发动机主燃烧室，在验证的计算模型基础上，对无隔板工况及在喷注面上添加不同隔板片数量的喷嘴式隔板工况的主燃烧室燃烧流场进行仿真计算，无隔板工况主燃烧室网格模型及不同隔板片数量的喷嘴式隔板结构如图3、图4所示。图3无隔板工况主燃烧室网格模型Fig.3GirdModelofCombustionChamberwithoutBaffle
【参考文献】：
期刊论文
[1]液氧煤油火箭发动机不稳定燃烧过程的数值分析[J]. 马列波,聂万胜,冯伟,丰松江. 导弹与航天运载技术. 2017(06)
[2]我国新一代载人火箭液氧煤油发动机[J]. 李斌,张小平,马冬英. 载人航天. 2014(05)
[3]大推力液体火箭发动机研究[J]. 谭永华. 宇航学报. 2013(10)
本文编号：3469585
【文章来源】：导弹与航天运载技术. 2020,(06)北大核心CSCD
【文章页数】：6 页
【部分图文】：
燃烧室压力随时间变化曲线Fig.2CurvesofPressurealongTimeinCombustionChamberb）实验
硎鲂问轿?()()(grad)StVΓ（1）式中为通用变量，可代替动量、温度等物理量；Γ为广义扩散系数；为密度；t为时间；V为速度；S为广义源项，式（1）中4项依次为瞬态项、对流项、扩散相和源项。气相满足理想气体状态方程，液相采用离散颗粒模型进行描述，相关方程具体表述形式和计算模型中蒸发模型、湍流模型及数值方法等介绍见文献[11]。2计算模型验证2.1网格模型及边界条件针对试车的气氧煤油火箭发动机推力室进行三维建模以及网格绘制，其网格模型如图1所示。在试车工况下，氧气总流量为0.15kg/s，入口温度为300K，煤油总流量为0.1kg/s，入口温度为300K。采用质量入口边界条件，压力出口边界条件，煤油的雾化过程，其旋流的雾化锥通过喷雾锥角设为40°，旋流分数设为0.5，其喷射速度设为13.5m/s，粒子平均直径设为50μm，粒子分布假设满足Rosin-Rammler函数。燃烧室壁面采用无滑移绝热条件。监测点位于距主喷注面10mm靠近壁面处。图1气氧煤油火箭发动机燃烧室网格模型Fig.1GirdModelofGOX/KeroseneRocketEngineChamber2.2结果分析图2a为仿真所得结果监测点处压力随时间的变化曲线，图2b为实验测得的燃烧室压力随时间变化曲线。由图2可知，仿真计算结果中，当压力曲线收敛后，燃烧室的平均压力为1.88MPa，而实验测得的燃烧室稳定燃烧阶段的室压为1.93MPa，仿真计算结果与实验结果误差在3%左右，两者符合较好，说明本文所建立的仿真模型可以用于发动机燃烧室燃烧流场的仿真计算。a）仿真结果b）实验结果图2燃烧室压力随时间变化曲线Fig.2Curvesof
左右，两者符合较好，说明本文所建立的仿真模型可以用于发动机燃烧室燃烧流场的仿真计算。a）仿真结果b）实验结果图2燃烧室压力随时间变化曲线Fig.2CurvesofPressurealongTimeinCombustionChamber3隔板片数量对燃烧不稳定性的影响3.1网格模型及边界条件针对液氧煤油液体火箭发动机主燃烧室，在验证的计算模型基础上，对无隔板工况及在喷注面上添加不同隔板片数量的喷嘴式隔板工况的主燃烧室燃烧流场进行仿真计算，无隔板工况主燃烧室网格模型及不同隔板片数量的喷嘴式隔板结构如图3、图4所示。图3无隔板工况主燃烧室网格模型Fig.3GirdModelofCombustionChamberwithoutBaffle
【参考文献】：
期刊论文
[1]液氧煤油火箭发动机不稳定燃烧过程的数值分析[J]. 马列波,聂万胜,冯伟,丰松江. 导弹与航天运载技术. 2017(06)
[2]我国新一代载人火箭液氧煤油发动机[J]. 李斌,张小平,马冬英. 载人航天. 2014(05)
[3]大推力液体火箭发动机研究[J]. 谭永华. 宇航学报. 2013(10)
本文编号：3469585
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