预混C 2 H 4 /N 2 O推力室喷注面板热反侵着火现象数值模拟
发布时间：2021-08-25 05:18
预混C2H4/N2O推进系统因其性能高、系统简单以及推进剂无毒而在姿轨控发动机中有重大潜在应用价值,而防止回火是其要解决的关键技术。为此,该文构建了包括集气腔、喷注面板、燃烧室和喷管的预混C2H4/N2O推进剂单喷注单元推力室,采用能够准确预测着火延迟的C2H4/N2O详细化学反应动力学机理,耦合腔室中的反应流和喷注面板中的传热过程,开展了推力室点燃和集气腔热反侵着火现象的数值模拟研究。结果表明:推力室非稳态点燃过程时空演化至稳定状态时的特征参数与化学热力平衡计算结果一致。随着喷注面板孔板面积比的减小,燃烧室通过喷注面板传给集气腔的热量显著增加,并最终能够引燃集气腔预混气。从而发现和提出一种喷注面板热反侵导致集气腔着火的机制。当采用常规设计的推力室头部时,存在喷注面板临界孔板面积比,其为预混C2H4/N2O推进系统喷注器设计提...
【文章来源】：清华大学学报(自然科学版). 2020,60(03)北大核心EICSCD
【文章页数】：6 页
【部分图文】：
预混C2H4/N2O单喷注单元推力室构型
对于基准工况, 在集气腔、 喷嘴、 燃烧室及喷管内冷态流场建立之后, 通过在回流区内设置一定温度的局部高温区来实现点火, 该高温区半径为 0.25 mm, 中心距离喷注面板和轴线0.5 mm, 温度为3 000 K。 在考虑喷注面板热反侵条件下, 对该点火过程进行模拟, 结果如图2所示。 可见, 局部点火之后, 火焰迅速向下游发展, 最终达到稳定状态。 此时, 预混气充满喷嘴, 并在其下游形成清晰的锥形火焰面, 没有回火现象发生。 而燃烧室的高温燃气在流经喷管时, 温度持续降低, 可见建立了正常的从亚声速到超声速的流动形态。 其中喷注面板喷孔预混气流速度约为20 m/s, 喷注压降较小。 达到稳态时, 本文数值模拟获得的燃烧室燃气温度为3 220.0 K, 喷管出口截面温度和Mach数分别为1 108.0 K和3.79。 对该工况, 基于火箭发动机化学热力学平衡计算获得的燃烧室燃气温度为3 271.0 K, 喷管出口截面温度和Mach数为1 132.5 K和3.91。 可见二者符合很好, 表明本文的数值模拟是可信的, 并成功实现了预混C2H4/N2O单喷注单元推力室点火过程模拟。由于喷注面板燃烧室侧靠近高温燃气而被加热, 使其结构温度上升。 而喷嘴内温度较低的推进剂在流经喷注面板时, 通过对流带走了部分热量而使喷注面板结构温度降低, 具有再生冷却的特征[19]。 在达到稳态时, 喷注面板温度高于初始温度和推进剂来流温度。 但在本工况条件下, 喷注面板的温升没有对集气腔形成明显的加热效应, 即其热反侵对集气腔的预混气来说是安全的。
表2 热反侵工况的燃烧室直径和喷注面板面积比 工况 燃烧室直径/mm 喷注器孔板面积比 1 2.5 0.040 2 3.0 0.028 3 3.5 0.020对于工况2, 燃烧室直径增加至3.0 mm。 与工况1相比, 喷注器结构热反侵明显增强, 但最终仍然在12.120 5 s能够达到稳定状态, 如图3b所示。 此时喷注面板的平均温度由初始温度300 K升高至950 K。 其集气腔靠近喷注面板的死区温度有明显升高, 达到900 K, 但仍低于其着火温度。 因此, 此时采用传统的液体火箭发动机喷注器型式也能够保障安全稳定工作。
【参考文献】：
期刊论文
[1]Numerical evaluation of acoustic characteristics and their damping of a thrust chamber using a constant-volume bomb model[J]. Jianxiu QIN,Huiqiang ZHANG,Bing WANG. Chinese Journal of Aeronautics. 2018(03)
[2]燃气轮机燃烧回火机理与数值模拟的研究进展[J]. 张文普,李宇斌. 燃烧科学与技术. 2016(05)
本文编号：3361476
【文章来源】：清华大学学报(自然科学版). 2020,60(03)北大核心EICSCD
【文章页数】：6 页
【部分图文】：
预混C2H4/N2O单喷注单元推力室构型
对于基准工况, 在集气腔、 喷嘴、 燃烧室及喷管内冷态流场建立之后, 通过在回流区内设置一定温度的局部高温区来实现点火, 该高温区半径为 0.25 mm, 中心距离喷注面板和轴线0.5 mm, 温度为3 000 K。 在考虑喷注面板热反侵条件下, 对该点火过程进行模拟, 结果如图2所示。 可见, 局部点火之后, 火焰迅速向下游发展, 最终达到稳定状态。 此时, 预混气充满喷嘴, 并在其下游形成清晰的锥形火焰面, 没有回火现象发生。 而燃烧室的高温燃气在流经喷管时, 温度持续降低, 可见建立了正常的从亚声速到超声速的流动形态。 其中喷注面板喷孔预混气流速度约为20 m/s, 喷注压降较小。 达到稳态时, 本文数值模拟获得的燃烧室燃气温度为3 220.0 K, 喷管出口截面温度和Mach数分别为1 108.0 K和3.79。 对该工况, 基于火箭发动机化学热力学平衡计算获得的燃烧室燃气温度为3 271.0 K, 喷管出口截面温度和Mach数为1 132.5 K和3.91。 可见二者符合很好, 表明本文的数值模拟是可信的, 并成功实现了预混C2H4/N2O单喷注单元推力室点火过程模拟。由于喷注面板燃烧室侧靠近高温燃气而被加热, 使其结构温度上升。 而喷嘴内温度较低的推进剂在流经喷注面板时, 通过对流带走了部分热量而使喷注面板结构温度降低, 具有再生冷却的特征[19]。 在达到稳态时, 喷注面板温度高于初始温度和推进剂来流温度。 但在本工况条件下, 喷注面板的温升没有对集气腔形成明显的加热效应, 即其热反侵对集气腔的预混气来说是安全的。
表2 热反侵工况的燃烧室直径和喷注面板面积比 工况 燃烧室直径/mm 喷注器孔板面积比 1 2.5 0.040 2 3.0 0.028 3 3.5 0.020对于工况2, 燃烧室直径增加至3.0 mm。 与工况1相比, 喷注器结构热反侵明显增强, 但最终仍然在12.120 5 s能够达到稳定状态, 如图3b所示。 此时喷注面板的平均温度由初始温度300 K升高至950 K。 其集气腔靠近喷注面板的死区温度有明显升高, 达到900 K, 但仍低于其着火温度。 因此, 此时采用传统的液体火箭发动机喷注器型式也能够保障安全稳定工作。
【参考文献】：
期刊论文
[1]Numerical evaluation of acoustic characteristics and their damping of a thrust chamber using a constant-volume bomb model[J]. Jianxiu QIN,Huiqiang ZHANG,Bing WANG. Chinese Journal of Aeronautics. 2018(03)
[2]燃气轮机燃烧回火机理与数值模拟的研究进展[J]. 张文普,李宇斌. 燃烧科学与技术. 2016(05)
本文编号：3361476
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