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涡脱位置及温度对涡声效应压力振荡影响

推进技术 2013年第2期34卷 248-253页

作者：苏万兴李军伟张峤叶青青王宁飞北京理工大学宇航学院北京100081

为探索涡-声效应对固体火箭发动机中压力振荡特性的影响,基于VKI(Von KarmanInstitute for Fluid Dynamics)发动机,通过改变挡板位置与燃气温度,对旋涡脱落引起的压力振荡进行了大涡模拟数值研究。耦合分析表明:挡板位于速度波腹附近,... 详细信息

为探索涡-声效应对固体火箭发动机中压力振荡特性的影响,基于VKI(Von KarmanInstitute for Fluid Dynamics)发动机,通过改变挡板位置与燃气温度,对旋涡脱落引起的压力振荡进行了大涡模拟数值研究。耦合分析表明:挡板位于速度波腹附近,压力振荡最为严重;旋涡能量在输运过程中易于被湍流耗散,靠近喷管的二阶速度波腹处旋涡脱落压力振幅明显高于其它位置。解耦分析表明:温度对旋涡脱落频率影响不大,当旋涡脱落频率与声振频率分离后,压力振幅显著下降。

关键词：固体火箭发动机涡-声效应旋涡脱落压力振荡耦合及解耦分析

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固体火箭发动机中铝粉燃烧研究概述

固体火箭技术 2011年第1期34卷 61-66页

作者：王宁飞苏万兴李军伟张峤北京理工大学宇航学院北京100081

介绍了固体火箭发动机中单个铝颗粒燃烧模型的发展与铝颗粒的燃烧特性;阐述了铝粉分布燃烧现象、分布燃烧放热与声场的耦合关系及其对发动机稳定性的增益作用;总结了惰性颗粒的阻尼理论以及在表面旋涡脱落条件下惰性颗粒对压强振荡的放... 详细信息

介绍了固体火箭发动机中单个铝颗粒燃烧模型的发展与铝颗粒的燃烧特性;阐述了铝粉分布燃烧现象、分布燃烧放热与声场的耦合关系及其对发动机稳定性的增益作用;总结了惰性颗粒的阻尼理论以及在表面旋涡脱落条件下惰性颗粒对压强振荡的放大作用;提出了应从复杂流场中全面考虑铝粉燃烧对发动机的增益与阻尼作用,建立其对发动机工作稳定性影响的综合判据的观点。

关键词：固体火箭发动机铝颗粒燃烧模型分布燃烧微粒阻尼旋涡脱落

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某固体火箭发动机工作末期不稳定燃烧

航空动力学报 2013年第10期28卷 2376-2383页

作者：苏万兴李世鹏张峤赵艳栋叶青青王宁飞北京理工大学宇航学院北京100081 中国空间技术研究院载人航天总体部北京100094

针对某固体火箭发动机工作末期出现的压力振荡现象开展了数值研究与线性预估.通过有限元方法得到了燃烧室空腔的声模态及固有声振频率,轴向1阶与2阶声振频率随燃面退移先减小后增大;利用大涡模拟方法分析了燃烧室内的流场特性及压力振... 详细信息

针对某固体火箭发动机工作末期出现的压力振荡现象开展了数值研究与线性预估.通过有限元方法得到了燃烧室空腔的声模态及固有声振频率,轴向1阶与2阶声振频率随燃面退移先减小后增大;利用大涡模拟方法分析了燃烧室内的流场特性及压力振荡特性,振荡频率与试验结果一致,判定该发动机出现了以轴向1阶声振频率为主导的不稳定燃烧;其次分析了发动机内阻尼特性,其阻尼随燃面退移不断减小;最后通过不稳定燃烧线性理论解释了该发动机工作末期出现压力振荡的机理,表明燃面退移过程中喉通比下降是导致发动机由线性稳定转向线性不稳定状态的关键因素.

关键词：固体火箭发动机不稳定燃烧压力振荡声模态分析阻尼特性

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固体火箭发动机不稳定燃烧研究进展

航空动力学报 2011年第6期26卷 1405-1414页

作者：王宁飞张峤李军伟苏万兴北京理工大学宇航学院北京100081

对固体火箭发动机不稳定燃烧的国内外研究现状和进展进行了详细综述.分别从物理概念、理论预估模型、实验研究、数值模拟等方面出发,论述了不稳定燃烧研究过程中的难点和一些经验教训.提出了应加强流场与声场能量交换、铝粉综合作用等... 详细信息

对固体火箭发动机不稳定燃烧的国内外研究现状和进展进行了详细综述.分别从物理概念、理论预估模型、实验研究、数值模拟等方面出发,论述了不稳定燃烧研究过程中的难点和一些经验教训.提出了应加强流场与声场能量交换、铝粉综合作用等机理的理论研究;开展分布燃烧、脉冲触发不稳定燃烧的实验研究;进一步开发稳定性预估软件等观点,为国内固体火箭发动机在该领域的研究提供参考.

关键词：固体火箭发动机不稳定燃烧稳定性预估涡/声耦合数值模拟

头部空腔对固体火箭发动机压强振荡抑制作用的数值研究

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固体火箭技术 2012年第1期35卷 34-41页

作者：张峤李军伟苏万兴张雁王宁飞北京理工大学宇航学院北京100081

为了揭示头部空腔对固体火箭发动机压强振荡的抑制原理,以VKI实验发动机为基础,使用大涡模拟方法,对障碍物旋涡脱落诱发的振荡流场开展了数值研究,获得了压强振荡的频率和幅值,并和实验数据进行了对比。通过在发动机头部加入空腔,发现... 详细信息

为了揭示头部空腔对固体火箭发动机压强振荡的抑制原理,以VKI实验发动机为基础,使用大涡模拟方法,对障碍物旋涡脱落诱发的振荡流场开展了数值研究,获得了压强振荡的频率和幅值,并和实验数据进行了对比。通过在发动机头部加入空腔,发现压强振幅明显减弱,证实了瑞利准则用于指导头部装药抑振设计的有效性。研究结果表明,空腔体积、位置、形状对振幅的影响很大,改变装药结构本质上是质量抽取与注入之间的相互抗争过程。装药头端复杂流场对抑振基本无效,在声压波节处改变药型对抑振基本无效,在声压波腹处加入的质量通量越大,振幅增加越显著,空腔越靠近声压波腹,空腔对声能的阻尼效应越强。

关键词：固体火箭发动机涡/声耦合振荡特性空腔瑞利准则

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固体火箭发动机喷管阻尼特性的数值仿真

航空动力学报 2016年第9期31卷 2290-2297页

作者：孙兵兵李军伟苏万兴王宁飞北京理工大学宇航学院北京100081 中国航天科技集团公司中国运载火箭技术研究院研究与发展中心北京100076

为了探究影响固体火箭发动机喷管阻尼特性的关键因素,基于典型柱状装药固体火箭发动机二维简化模型,利用脉冲衰减法,开展喷管阻尼特性数值仿真计算,研究了喉通比和燃烧室长度对喷管阻尼常数的影响规律,结果发现数值模拟结果与经验公式... 详细信息

为了探究影响固体火箭发动机喷管阻尼特性的关键因素,基于典型柱状装药固体火箭发动机二维简化模型,利用脉冲衰减法,开展喷管阻尼特性数值仿真计算,研究了喉通比和燃烧室长度对喷管阻尼常数的影响规律,结果发现数值模拟结果与经验公式理论预估结果有较好的一致性,证实了该数值方法的有效性;在此基础上,进一步探讨了无法由经验公式直接获知的诸如喷管收敛半角以及收敛型面对喷管阻尼常数的影响规律,结果表明:收敛半角对喷管阻尼常数有很大的影响,在设计范围内,较小的收敛角有益于提高喷管阻尼特性;收敛段型面对喷管阻尼也有一定的影响,凸型型面阻尼特性优于锥型型面,锥形型面优于凹形型面.

关键词：固体火箭发动机不稳定燃烧喷管阻尼常数脉冲衰减法

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固体火箭发动机涡声耦合特性数值研究

推进技术 2011年第3期32卷 348-354页

作者：张峤李军伟王伟臣苏万兴王宁飞北京理工大学宇航学院北京100081

为了揭示固体火箭发动机内涡/声耦合机理,以VKI实验发动机为基础,使用大涡模拟方法,对不同温度下障碍物旋涡脱落诱发的振荡流场开展数值研究,获得了燃烧室内速度分布以及压力振荡的频率和幅值,并和实验数据进行了对比。结果表明,旋涡脱... 详细信息

为了揭示固体火箭发动机内涡/声耦合机理,以VKI实验发动机为基础,使用大涡模拟方法,对不同温度下障碍物旋涡脱落诱发的振荡流场开展数值研究,获得了燃烧室内速度分布以及压力振荡的频率和幅值,并和实验数据进行了对比。结果表明,旋涡脱落频率与某阶声振频率相等不是涡/声耦合的必要条件;速度幅值对旋涡脱落频率的影响是主要的;平均马赫数对旋涡脱落频率的影响不大,对压力振幅的影响显著。

关键词：固体火箭发动机涡/声耦合旋涡脱落振荡特性

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固体火箭发动机推力振荡特性数值研究

宇航学报 2011年第4期32卷 835-841页

作者：张峤苏万兴李军伟王伟臣王宁飞北京理工大学宇航学院北京100081

为了揭示固体火箭发动机推力振荡特性,以大型助推器P230的缩比发动机为基础,使用大涡模拟方法,对障碍物旋涡脱落诱发的振荡流场开展数值模拟,通过对比燃烧室压力、推力的振频和振幅,总结了推力振幅的估算方法。研究结果表明,推力振幅对... 详细信息

为了揭示固体火箭发动机推力振荡特性,以大型助推器P230的缩比发动机为基础,使用大涡模拟方法,对障碍物旋涡脱落诱发的振荡流场开展数值模拟,通过对比燃烧室压力、推力的振频和振幅,总结了推力振幅的估算方法。研究结果表明,推力振幅对压力振幅放大机理的关键参数是喉通比,放大比例与喉通比成反比;奇数阶声振型对推力振幅的贡献最大,偶数阶声振型对推力振幅的影响可以忽略,旋涡脱落对推力振幅的作用小于奇数阶声振型,且随涡/声耦合程度的增大而增强。

关键词：固体火箭发动机涡/声耦合推力振荡喉通比

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温度及压强对火箭发动机喷管阻尼的影响研究

推进技术 2016年第5期37卷 844-851页

作者：孙兵兵李军伟苏万兴朱志强王宁飞北京理工大学宇航学院北京100081

为探索燃气温度与燃烧室工作压强对固体火箭发动机喷管阻尼特性的影响,同时为了对冷流试验的改进及不稳定燃烧研究提供相应的理论指导,基于Buffum冷流试验发动机的二维模型,利用脉冲衰减法,开展喷管阻尼特性数值仿真计算。结果分析表明... 详细信息

为探索燃气温度与燃烧室工作压强对固体火箭发动机喷管阻尼特性的影响,同时为了对冷流试验的改进及不稳定燃烧研究提供相应的理论指导,基于Buffum冷流试验发动机的二维模型,利用脉冲衰减法,开展喷管阻尼特性数值仿真计算。结果分析表明燃气温度对喷管阻尼有很大影响,而燃烧室工作压强对其几乎没有影响。燃气温度越高,切断脉冲后,压力振荡衰减越快,即喷管阻尼衰减系数越大;不同工作压强下,切断脉冲后,压力振荡衰减速度几乎不变,即发动机喷管阻尼衰减常数几乎不变。

关键词：固体火箭发动机喷管阻尼脉冲衰减法压力振荡数值仿真