液氧与气氧对空气加热器燃烧流场的影响分析

针对一种基于液体火箭发动机燃烧室结构的空气加热器,采用数值仿真技术研究了加热器内部喷雾燃烧、燃气掺混以及出口流场分布等参数.分析对比了采用酒精/液氧/空气与酒精/气氧/空气两种不同氧化剂物态三组元同轴直流式喷嘴所得到的燃烧流场的区别,并通过改变燃烧室特征长度,分析了两种计算工况的加热器的性能差异.结果表明,喷入氧化剂的物态对燃烧流场影响较大,采用液氧喷嘴的火焰较长,气氧喷嘴的火焰分布较宽,且相对于液氧喷嘴,气氧喷嘴的燃烧室前端回流区由于掺混较多的燃气,导致喷注面板附近燃气温度较高,面板承热压力较大.设计的加热器均可保证两种喷嘴的出口流场品质较高,在保证流场出口品质的原则上,气氧喷嘴的燃烧室特征长度可至少小于液氧喷嘴的1/4.     

高焓高压空气加热器壁面传热过程数值计算

以一种高焓高压空气加热器为研究对象,对其冷却通道的流动和传热进行了三维数值仿真,冷却剂采用液态水,燃烧室和喷管分别采用不同的壁面材料,考虑壁面材料物性随温度的变化,并通过加热器热试验证了数值仿真结果的正确性。在此基础上,对比分析了气体辐射、冷却通道结构以及冷却水的流动方式对壁面换热的影响。结果表明:气体辐射对加热器燃烧室段壁面换热影响较大,对喷管壁面换热无明显的影响。在传热计算中,忽略气体辐射会引起较大的误差;冷却通道数和宽度存在最优组合,使得壁面换热量最大。冷却水的流动方式对燃气侧壁面温度影响较小,但对冷却液侧壁面温度的影响较大。     

燃烧加热型煤油加热器工作特性试验

针对冲压发动机地面试验应用需求,设计了基于燃气加热方式的煤油加热器,通过试验的方法研究了多个因素对其工作特性的影响规律。研究结果表明,该煤油加热器加热能力强,响应时间短,可在线制备超临界/裂解态煤油;其中,燃气温度、流量和煤油流量是影响煤油加热器工作特性的主要因素,通过控制燃气温度和流量可以大范围调节煤油温度,能满足冲压发动机不同试验工况的应用需求。     

流量连续可调火箭发动机极度富燃燃烧特性

以气氧/煤油作为推进剂对火箭发动机进行流量连续调节试验,研究火箭发动机连续变工况过程中的燃烧特性。火箭发动机通过可调气蚀文氏管连续调节煤油流量。试验在富燃工况(混合比0.405~0.690)下成功点火,并实现了混合比、燃气总流量连续调节。试验发现流量连续调节过程中,当混合比小于0.535时,燃烧室压力随煤油流量减小而增大;当混合比大于0.535时,燃烧室压力随煤油流量减小而减小。同时,特征速度和燃烧效率随混合比增大而增大,并且混合比小于0.535时特征速度、燃烧效率增大的速率大于混合比大于0.535时的速率。研究表明推进剂流量与燃烧效率同时影响燃烧室压力。当混合比小于0.535时,燃烧效率的影响占优;混合比大于0.535时,推进剂流量影响占优。     

CN-1型野营电热采暖自动控制系统研究

为解决部队在寒区野外训练的采暖问题,使用新型涂料进行辐射采暖。由于涂料电阻受温度影响较大,不能采用常规的方法进行控制,同时野外采暖对节能要求也非常突出,为达到节能和温度控制的目的,采用A/D对电流和电压进行采样,然后利用单片机计算出当前的功率,根据功率的设定值和实际值的差值来作为对涂料电压调整的依据,最后通过可控硅进行调节,从而达到功率控制和节能的目的。通过寒区试验,该控制方式能够很好地满足部队野外训练采暖的需要。     

喷注方式对双模态冲压发动机燃烧稳定性的影响

在模拟飞行马赫数Ma=4的直连式试验设备基础上,采用固定几何双模态冲压发动机燃烧室构型,使用液体煤油作为燃料,并用火炬式点火器点火,研究不同喷注方式下的火焰稳定性。试验研究表明:在加热器来流总温、总压较低的条件下,火焰稳定较难实现;煤油喷注方式对双模态冲压发动机燃烧室内燃烧稳定性影响很大。     

空气/煤油/水燃气发生器点火特性试验研究

燃气发生器是超燃冲压发动机地面试验系统中的关键设备,为提高系统安全性和经济性设计了空气/煤油/水燃气发生器,在富燃状态下进行了一系列点火试验,试验结果表明：该型燃气发生器,实现可靠点火的余氧系数下限为0.51;水的加入使得化学反应速率和火焰传播速度降低,燃气发生器点火和火焰稳定困难,提高余氧系数可以提高点火可靠性。同时水的加入容易引起燃烧不稳定,通过提高余氧系数可消除低频不稳定燃烧。     

气态煤油超声速燃烧简化化学反应模型

为探究超燃冲压发动机燃烧室中煤油燃料燃烧的化学动力学过程，综合采用敏感性分析方法与路径分析方法，针对RP-3航空煤油三组分替代燃料的详细反应模型进行简化，建立一种适用于超声速燃烧流场数值模拟的新型26组分89反应简化燃烧反应模型。采用该简化燃烧模型对RP-3航空煤油替代燃料的点火、燃烧特性进行数值模拟，并与详细反应模型结果和试验数据进行对比校验。此外，将该简化燃烧模型与超声速燃烧流场计算方法相结合，数值分析了典型超燃冲压发动机燃烧室流场内化学动力学特性。研究结果表明：新型简化燃烧反应模型在不影响数值模拟精度的前提下，有效减少了反应组分与反应方程个数，提高了超声速复杂燃烧流场的数值模拟效率，并且能够准确获得烯烃、炔烃等重要中间燃烧产物以及小分子活性基团的空间分布规律，给出更全面的流场信息。     

Experimental research on the instability propagation characteristics of liquid kerosene rotating detonation wave

In order to study the instability propagation characteristics of the liquid kerosene rotating detonation wave (RDW), a series of experimental tests were carried out on the rotating detonation combustor (RDC) with air-heater. The fuel and oxidizer are room-temperature liquid kerosene and preheated oxygen-enriched air, respectively. The experimental tests keep the equivalence ratio of 0.81 and the oxygen mass fraction of 35% unchanged, and the total mass flow rate is maintained at about 1000 g/s, changing the total temperature of the oxygen-enriched air from 620 K to 860 K. Three different types of instability were observed in the experiments: temporal and spatial instability, mode transition and re-initiation. The interaction between RDW and supply plenum may be the main reason for the fluctuations of detonation wave velocity and pressure peaks with time. Moreover, the inconsistent mixing of fuel and oxidizer at different circumferential positions is related to RDW oscillate spatially. The phenomenon of single-double-single wave transition is analyzed. During the transition, the initial RDW weakens until disappears, and the compression wave strengthens until it becomes a new RDW and propagates steadily. The increased deflagration between the detonation products and the fresh gas layer caused by excessively high temperature is one of the reasons for the RDC quenching and re-initiation.