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缩进深度对同轴式喷嘴流量特性的影响

推进技术 2003年第5期24卷 452-455页

作者：孙纪国庄逢辰王珏北京航天动力研究所北京100076 装备指挥技术学院北京101416

为研究同轴式喷嘴缩进深度对喷嘴流量和燃烧性能的影响,研究了缩进区内的流动、蒸发和燃烧过程,并建立了理论分析模型。对某同轴式喷嘴的计算表明,计算结果与热试数据相吻合。喷嘴缩进区内液氧蒸发量不超过1 5%。但缩进深度将引入不可... 详细信息

为研究同轴式喷嘴缩进深度对喷嘴流量和燃烧性能的影响,研究了缩进区内的流动、蒸发和燃烧过程,并建立了理论分析模型。对某同轴式喷嘴的计算表明,计算结果与热试数据相吻合。喷嘴缩进区内液氧蒸发量不超过1 5%。但缩进深度将引入不可忽略的缩进压力损失(本算例混合比为1时,缩进压力损失约为0 6MPa),并导致喷嘴流量特性发生变化:氢氧喷嘴流量系数随缩进深度增大而减小;氢喷嘴流量系数随混合比增大而减小,氧喷嘴流量系数则反之。缩进区能显著改善气液速度比和动量比,因而有利于雾化、混合和燃烧效率的提高。

关键词：缩进深度同轴式喷嘴流量系数性能分析

基于非线性动力学的液体火箭发动机高频不稳定燃烧过程

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国防科技大学学报 2003年第4期25卷 1-4页

作者：赵文涛庄逢辰国防科技大学计算机学院湖南长沙410073 总装备部装备指挥技术学院北京101400

采用非线性动力学方法对液体火箭发动机非线性高频燃烧不稳定工作过程进行了研究。气相控制方程组用欧拉坐标系下的Navier Stokes方程组描述,液相控制方程组在Lagrangian坐标系下进行描述,气、液两相作用通过方程组的源项互相耦合。用... 详细信息

采用非线性动力学方法对液体火箭发动机非线性高频燃烧不稳定工作过程进行了研究。气相控制方程组用欧拉坐标系下的Navier Stokes方程组描述,液相控制方程组在Lagrangian坐标系下进行描述,气、液两相作用通过方程组的源项互相耦合。用高压蒸发理论对火箭发动机喷雾过程进行了描述。采用计算燃烧学的方法对发动机燃烧室内的湍流两相燃烧过程的稳定燃烧状态和高频不稳定燃烧现象进行了数值模拟。通过分析和讨论,得出了火箭发动机高频不稳定燃烧过程的波动过程类似于奇异吸引子的结论。

关键词：奇异吸引子高频不稳定燃烧液体火箭发动机

气液两相同轴喷注器的流强及混合比分布的实验研究

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推进技术 1993年第3期14卷 29-35页

作者：吴晋湘刘卫东庄逢辰国防科技大学

气液两相同轴式喷注器是广泛应用于液体火箭发动机燃烧室的一种雾化装置。喷注器出口下游的流强及混合比分布,是直接影响燃烧性能的重要参数之一。本文利用自行设计制造的两相探针,试验测量了某型气液两相同轴喷注器的流强及混合比分布... 详细信息

气液两相同轴式喷注器是广泛应用于液体火箭发动机燃烧室的一种雾化装置。喷注器出口下游的流强及混合比分布,是直接影响燃烧性能的重要参数之一。本文利用自行设计制造的两相探针,试验测量了某型气液两相同轴喷注器的流强及混合比分布。实验结果显示了在不同控制参数条件下其分布的详细情况以及不同喷注器几何尺寸对它的影响,对了解此类喷注器的气液两相流场结构及喷注器的设计和改进有重要的参考价值。

关键词：燃烧雾化两相流喷雾器实验

喷注器出口附近液膜运动及破碎过程的理论分析

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推进技术 1993年第2期14卷 34-39页

作者：周猛庄逢辰国防科技大学

研究锥形液膜在受限空间内的运动,该液膜由离心式喷嘴产生,并受到高速环形气流的冲击。根据空气动力学理论,建立了用于分析液膜运动规律的理论模型,提出了运动液膜的破碎准则和运动液膜破碎后形成的液滴平均直径的计算公式,计算结果可... 详细信息

研究锥形液膜在受限空间内的运动,该液膜由离心式喷嘴产生,并受到高速环形气流的冲击。根据空气动力学理论,建立了用于分析液膜运动规律的理论模型,提出了运动液膜的破碎准则和运动液膜破碎后形成的液滴平均直径的计算公式,计算结果可作为喷注器设计的参考依据。

关键词：喷注器液体喷射液体雾化

自燃推进剂火箭发动机稳态燃烧过程的数值模拟

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推进技术 1998年第5期19卷 6-9页

作者：聂万胜庄逢辰长沙国防科技大学航天技术系

研究了自燃推进剂火箭发动机的稳态燃烧过程。用一甲基肼作燃料，四氧化二氮为氧化剂，考虑了液滴的雾化机理和高压分解燃烧。将ＰＩＳＯ算法应用于任意曲线坐标下，在计算中采用非交错网格技术抑制了压力振荡。成功地获得了发动机燃烧... 详细信息

研究了自燃推进剂火箭发动机的稳态燃烧过程。用一甲基肼作燃料，四氧化二氮为氧化剂，考虑了液滴的雾化机理和高压分解燃烧。将ＰＩＳＯ算法应用于任意曲线坐标下，在计算中采用非交错网格技术抑制了压力振荡。成功地获得了发动机燃烧过程的流场参数。

关键词：自燃火箭推进剂稳定燃烧发动机液体液进剂

自燃推进剂火箭发动机燃烧不稳定性研究(英文)

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推进技术 2000年第4期21卷 63-65,76页

作者：聂万胜庄逢辰装备指挥技术学院北京101416

发展了自燃推进剂 (MMH/NTO)火箭发动机燃烧不稳定性的综合分析模型。以蒸发作为燃烧速率控制过程 ,研究了燃烧不稳定性的机理。提出了轴向声腔模型并对其抑制不稳定燃烧的特性进行了数值模拟研究 ,得到了声槽特性频率对燃烧不稳定性的... 详细信息

发展了自燃推进剂 (MMH/NTO)火箭发动机燃烧不稳定性的综合分析模型。以蒸发作为燃烧速率控制过程 ,研究了燃烧不稳定性的机理。提出了轴向声腔模型并对其抑制不稳定燃烧的特性进行了数值模拟研究 ,得到了声槽特性频率对燃烧不稳定性的影响规律 ,描绘出声腔影响燃烧不稳定性的具体场景 ,数值模拟结果与理论分析及试车结果是相符的 ,对轴向声槽的分析设计将具有广泛的指导意义。

关键词：流体推进剂火箭发动机自燃推进剂燃烧稳定性

液体火箭发动机非线性燃烧不稳定过程的并行仿真

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国防科技大学学报 2002年第4期24卷 5-8页

作者：赵文涛庄逢辰聂万胜国防科技大学计算机学院湖南长沙410073 总装备部装备指挥技术学院北京101400

采用计算燃烧学方法对火箭发动机非线性燃烧不稳定工作过程进行了并行数值模拟。气相控制方程组用欧拉坐标系下的Navier Stokes方程组描述 ,液相控制方程组在Lagrangian坐标系下进行描述。气、液两相作用通过方程组的源项互相耦合。编... 详细信息

采用计算燃烧学方法对火箭发动机非线性燃烧不稳定工作过程进行了并行数值模拟。气相控制方程组用欧拉坐标系下的Navier Stokes方程组描述 ,液相控制方程组在Lagrangian坐标系下进行描述。气、液两相作用通过方程组的源项互相耦合。编制了串行和并行程序 ,并在并行计算环境下进行了测试。从计算结果可以看出并行计算的效率较高。

关键词：不稳定过程并行计算非线性燃烧过程液体火箭发动机

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喷雾特性对液体火箭发动机燃烧稳定性的影响

推进技术 2000年第3期21卷 56-59页

作者：聂万胜庄逢辰总装备部指挥技术学院北京101416

用数值方法研究了一甲基肼 /四氧化二氮自燃推进剂 (MMH/ NTO)喷雾液滴直径对火箭发动机燃烧稳定性的影响。从喷雾特性对蒸发速率的影响规律出发 ,发展了喷雾液滴大小影响蒸发速率的物理模型。以蒸发作为燃烧速率控制过程 ,由 MMH的分... 详细信息

用数值方法研究了一甲基肼 /四氧化二氮自燃推进剂 (MMH/ NTO)喷雾液滴直径对火箭发动机燃烧稳定性的影响。从喷雾特性对蒸发速率的影响规律出发 ,发展了喷雾液滴大小影响蒸发速率的物理模型。以蒸发作为燃烧速率控制过程 ,由 MMH的分解蒸发速率来控制。用蒸发和分解的时滞分析了燃烧不稳定性 ,应用 CFD技术发展了评定燃烧稳定性的脉冲枪模型 ,得到了对燃烧振荡的敏感分析。

关键词：液体推进剂火箭发动机流体喷射燃烧稳定性

有隔板和无隔板的液体火箭发动机冷态全流场数值模拟

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推进技术 1997年第2期18卷 16-20页

作者：赵文涛聂万胜庄逢辰国防科技大学航天技术系长沙410073

针对液体火箭发动机燃烧室内有隔板和无隔板的情况，用数值模拟的方法对发动机冷态全流场进行了计算，探讨了燃烧室内有隔板时边界条件的处理、计算区域的离散以及隔板对流场参数的影响等问题，用欧拉坐标系下的Navier－Stokes方程组描... 详细信息

针对液体火箭发动机燃烧室内有隔板和无隔板的情况，用数值模拟的方法对发动机冷态全流场进行了计算，探讨了燃烧室内有隔板时边界条件的处理、计算区域的离散以及隔板对流场参数的影响等问题，用欧拉坐标系下的Navier－Stokes方程组描述气相控制方程，通过数值模拟成功地对燃烧室内有隔板和无隔板的流场进行了数值仿真，表明了对隔板体的数值处理方法的可行性。

关键词：液体推进剂火箭发动机燃烧室冷流流动分布