检索结果-南通市图书馆

Plasma Science and Technology 2024年第10期26卷 123-132页

作者： Siyin ZHOU Xiang LIU wansheng nie Shuhui YUAN Space Engineering University Beijing 101416People’s Republic of China

To optimize the design of plasma injectors,the influence of different external electrodes on plasma-assisted flame stabilization was assessed by using a nonequilibrium plasma injector flame control *** electrical characteristics of the injector,flame structure parameters,flame intensity,discharge power,and cost-to-effectiveness ratio under different external electrodes(four mesh electrodes and one copper foil electrode)were analyzed using electrical and optical *** results show that reducing the mesh size of the external electrode leads to a decrease in breakdown *** with a ceramic dielectric barrier-based injector,an injector with a quartz dielectric barrier produces a higher breakdown voltage under the same *** the same actuation voltage,the discharge current increases as the mesh size of the external electrode decreases,and combustion is enhanced by the discharge plasma;therefore,it is better to adopt a smaller mesh hole size to realize good flame stabilization under a lower actuation ***,under the studied working conditions,reducing the mesh hole size of the external electrode increases the cost-to-effectiveness ratio of plasma injector-based flame ***,considering the cost-to-effectiveness ratio and the weight of the injector,an external electrode with a larger mesh hole size should be chosen,which contradicts the above rule.

关键词： flame stabilization alternating current driven dielectric barrier discharge plasma injector plasma-assisted combustion external electrode

隔板对液体火箭发动机燃烧室声学模态特性的影响

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航空动力学报 2024年第4期39卷 234-243页

作者：张泽昊樊志伟董立宝何博聂万胜航天工程大学宇航科学与技术系北京101416

通过采用声学有限元法,求解带有平均流源项的亥姆霍兹方程,进而在考虑燃烧室高温、平均流场因素基础上分析了隔板结构参数对液体火箭发动机燃烧室声学模态特性影响规律。结果表明:增加隔板数目或长度,均会降低燃烧室1阶切向模态的特征频... 详细信息

通过采用声学有限元法,求解带有平均流源项的亥姆霍兹方程,进而在考虑燃烧室高温、平均流场因素基础上分析了隔板结构参数对液体火箭发动机燃烧室声学模态特性影响规律。结果表明:增加隔板数目或长度,均会降低燃烧室1阶切向模态的特征频率;存在最佳隔板数目4,使燃烧室1阶切向模态阻尼率最大;而隔板长度越长,1阶切向模态声压波腹的分布面积越小,阻尼率越大;隔板型式对燃烧室1阶切向模态特性影响较小。

关键词：隔板液体火箭发动机燃烧室声学模态特性亥姆霍兹方程

单喷嘴模型火箭发动机中高频不稳定燃烧的预测

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宇航学报 2024年第3期45卷 478-486页

作者：王治宇陈朋林伟仝毅恒郭康康黄卫东聂万胜航天工程大学宇航科学与技术系北京101416

为实现模型火箭发动机中高频不稳定燃烧的早期辨识和提前预测,建立了基于数据驱动的预测框架。该框架基于递归矩阵对燃烧噪声的非线性特征进行提取,并利用深度学习模型对这些特征进行训练和预测。以单喷嘴模型火箭发动机为例,基于热试... 详细信息

为实现模型火箭发动机中高频不稳定燃烧的早期辨识和提前预测,建立了基于数据驱动的预测框架。该框架基于递归矩阵对燃烧噪声的非线性特征进行提取,并利用深度学习模型对这些特征进行训练和预测。以单喷嘴模型火箭发动机为例,基于热试车试验中的动态压力信号数据,开展了高频不稳定燃烧的预测,可提前约35 ms预测不稳定燃烧的发生。共使用25组动态压力数据,其中包含了不同燃烧室构型的热试车试验数据。对预测框架进行交叉验证后,结果表明模型的预测准确率高于95%,说明了该预测框架的有效性和鲁棒性。

关键词：火箭发动机燃烧不稳定性深度学习混沌分析

矩形模型火箭发动机横向不稳定燃烧的数值模拟

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国防科技大学学报 2024年第5期46卷 179-188页

作者：任永杰郭康康徐伯起仝毅恒聂万胜航天工程大学宇航科学与技术系北京101416

为研究火箭发动机横向不稳定燃烧特性,采用详细化学反应机理(GRI Mech 3.0)建表的小火焰生成流型,对模型火箭发动机中出现的横向不稳定燃烧进行数值模拟。通过与实验数据对比验证了模型的准确性;采用动态模态分解对压力场进行分析,研究... 详细信息

为研究火箭发动机横向不稳定燃烧特性,采用详细化学反应机理(GRI Mech 3.0)建表的小火焰生成流型,对模型火箭发动机中出现的横向不稳定燃烧进行数值模拟。通过与实验数据对比验证了模型的准确性;采用动态模态分解对压力场进行分析,研究了流场的动态特性;结合瑞利因子定量分析了不稳定燃烧的驱动特性。结果表明,数值模型能够有效捕捉横向不稳定燃烧,其主频与实验值相差不到1%;燃烧室横向压力振荡与喷嘴氧管纵向压力振荡相耦合,引起推进剂质量流量振荡;不稳定燃烧的驱动源主要位于燃烧室两侧,最边缘喷嘴对维持不稳定燃烧的贡献最大;推进剂与燃烧室侧壁面的相互作用极大增强了释热脉动,周期性释热为压力振荡提供能量,形成了不稳定燃烧极限环。

关键词：模型火箭发动机横向不稳定燃烧机理数值模拟动态模态分解火焰生成流型

气氧/甲烷液体火箭发动机纵向不稳定燃烧机理研究

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推进技术 2024年第7期45卷 102-112页

作者：聂万胜郭康康陈朋钟战刘瑜苏凌宇航天工程大学宇航科学与技术系北京101416 宁波大学机械与力学学院浙江宁波315211

为研究同轴剪切喷嘴液体火箭发动机的高频不稳定燃烧诱发机理,针对单喷嘴气氧/甲烷缩尺火箭发动机开展了热试车试验和基于URANS/LES的高保真数值模拟。热试车试验得到了可重复的一阶纵向高频不稳定燃烧,数值模拟再现了试验中的不稳定燃... 详细信息

为研究同轴剪切喷嘴液体火箭发动机的高频不稳定燃烧诱发机理,针对单喷嘴气氧/甲烷缩尺火箭发动机开展了热试车试验和基于URANS/LES的高保真数值模拟。热试车试验得到了可重复的一阶纵向高频不稳定燃烧,数值模拟再现了试验中的不稳定燃烧,数值结果与试验结果符合良好。数值结果表明:燃烧室突扩面处的周期性涡脱落是引发、维持不稳定燃烧的激励源。整个热声振荡过程中,压力与释热率保持同步振荡,不断有能量从燃烧过程进入声场以维持纵向热声振荡,形成“燃烧-声学-流动”的能量反馈回路。周期性涡脱落本质上起到了释热相位延迟的作用,成为“燃烧-声学-流动”能量反馈回路的驱动源。

关键词：缩尺液体火箭发动机纵向不稳定燃烧热试车试验数值模拟涡脱落

单喷嘴火箭发动机高频燃烧不稳定的RANS和SBES数值模拟

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推进技术 2024年第7期45卷 124-134页

作者：任永杰丰松江聂万胜仝毅恒林伟郭康康航天工程大学宇航科学与技术系北京101416 航天工程大学太空安全中心北京101416

为了研究不同湍流模型对高频燃烧不稳定的捕捉能力,采用非稳态雷诺时均(Unsteady Reynolds averaged Navier-Stockes,URANS)和应力混合涡模拟(Stress-blended eddy simulation,SBES),开展了单喷嘴模型火箭发动机数值仿真。化学反应与湍... 详细信息

为了研究不同湍流模型对高频燃烧不稳定的捕捉能力,采用非稳态雷诺时均(Unsteady Reynolds averaged Navier-Stockes,URANS)和应力混合涡模拟(Stress-blended eddy simulation,SBES),开展了单喷嘴模型火箭发动机数值仿真。化学反应与湍流的相互作用采用基于详细化学反应机理(GRI Mech 3.0)的小火焰生成流模型(Flamelet-generated manifolds,FGM)。对比试验数据,验证了模型的准确性;全面对比了URANS和SBES仿真结果;分析了燃烧室的压力波模态特性和流场动态特性。发现两者都能捕捉到高频燃烧不稳定,但URANS对动态特性的捕捉明显不足,压力振荡峰峰值与试验值相比误差高达57.6%。而SBES对包含涡脱落、湍流混合、压力波的传播等动态特性能够实现较好的捕捉,压力振荡峰峰值与试验值误差仅为7.6%。URANS结果表现出高度的对称性,而SBES结果则更加合理。燃烧室和氧管的压力振荡相互耦合,引起推进剂质量流量脉动和燃烧室突扩面周期性涡脱落。涡脱落及其与燃烧室壁面的相互作用增强了脉动释热,是维持燃烧不稳定的关键。

关键词：火箭推进燃烧不稳定应力混合涡模拟小火焰生成流模型数值模拟

Effect of actuating voltage and discharge gap on plasma assisted detonation initiation process

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Plasma Science and Technology 2018年第6期20卷 114-124页

作者： Siyin ZHOU Xueke CHE wansheng nie Di WANG Space Engineering University Beijing 101416 People's Republic of China Science and Technology on Scramjet Laboratory Changsha 410073 People's Republic of China

The influence of actuating voltage and discharge gap on plasma assisted detonation initiation by alternating current dielectric barrier discharge was studied in detail.A loose coupling method was used to simulate the detonation initiation process of a hydrogen–oxygen mixture in a detonation tube under different actuating voltage amplitudes and discharge gap *** the discharge products and the detonation forming process assisted by the plasma were *** was found that the patterns of the temporal and spatial distributions of discharge products in one cycle keep unchanged as changing the two discharge operating ***,the adoption of a higher actuating voltage leads to a higher active species concentration within the discharge zone,and atom H is the most sensitive to the variations of the actuating voltage amplitude among the given *** a larger discharge gap results in a lower concentration of the active species,and all species have the same sensitivity to the variations of the *** respect to the reaction flow of the detonation tube,the corresponding deflagration to detonation transition（DDT） time and distance become slightly longer when a higher actuating voltage is *** acceleration effect of plasma is more prominent with a smaller discharge gap,and the benefit builds gradually throughout the DDT ***,these two control parameters have little effect on the amplitude of the flow field parameters,and they do not alter the combustion degree within the reaction zone.

关键词： actuating voltage discharge gap dielectric barrier discharge plasma assisted detonation DDT

变环境温度下低功率Kaufman离子推力器放电与羽流特性实验研究

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空天技术 2024年第4期 55-61页

作者：王梓桐周思引杨云帆韩锦辉袁姝蕙聂万胜航天工程大学宇航科学与技术系

当推力器在轨运行或进行地面实验时，常伴随着环境温度的较大变化。目前，关于Kaufman离子推力器在低温真空背景下开展的实验研究相对较少，为了研究环境温度对低功率Kaufman离子推力器工作性能的影响，本研究在-130～20℃温度范围内开... 详细信息

当推力器在轨运行或进行地面实验时，常伴随着环境温度的较大变化。目前，关于Kaufman离子推力器在低温真空背景下开展的实验研究相对较少，为了研究环境温度对低功率Kaufman离子推力器工作性能的影响，本研究在-130～20℃温度范围内开展了6组真空实验，得到了各环境温度下，推力器的束流、比冲、放电损耗和束流发散角等关键性能参数，并对其变化规律进行了分析。研究表明，环境温度的降低有利于离子推力器整体性能的提升，推力器的束流和比冲增大，放电损耗减小，束流聚焦能力在一定工况范围内也得到优化，且环境温度对推力器性能的影响程度随温度的降低而减弱。研究结果可为离子推力器的空间应用和地面热真空试验研究提供参考。

关键词：离子推力器羽流特性放电特性变环境温度空间电推进

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直流式喷嘴开口率声学抑制能力影响

北京航空航天大学学报 2017年第1期43卷 107-112页

作者：安红辉聂万胜装备学院研究生院北京101416 装备学院航天装备系北京101416

根据喷嘴长度和入口边界条件,将液体火箭发动机气液同轴式喷嘴简化为4类:四分之一波长闭管、二分之一波长闭管、四分之一波长开管和二分之一波长开管。采用线性声学理论对喷嘴入口开口率的声学抑制影响进行了研究,得到了入口开口率声学... 详细信息

根据喷嘴长度和入口边界条件,将液体火箭发动机气液同轴式喷嘴简化为4类:四分之一波长闭管、二分之一波长闭管、四分之一波长开管和二分之一波长开管。采用线性声学理论对喷嘴入口开口率的声学抑制影响进行了研究,得到了入口开口率声学影响规律。结果表明:在标准长度和最佳长度2种条件下,开口率对喷嘴抑制能力的影响差别很大。合理选择开口率和喷嘴长度能够有效提高喷嘴抑制能力。研究结果可为喷嘴长度和入口射流条件优化设计、燃烧室声学振荡抑制提供参考。

关键词：气液同轴喷嘴节流孔吸声系数阻抗管数值模拟

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偏二甲肼有机凝胶液滴蒸发燃烧模型展望

化学学报 2013年第3期71卷 302-307页

作者：何博聂万胜庄逢辰解放军装备学院北京101416

有机凝胶推进剂兼具有固体和液体推进剂的优点,但其液滴在着火燃烧过程出现了剧烈的膨胀-爆裂及火焰扰动现象,明显不同于常规液体液滴准稳态蒸发燃烧现象,影响了凝胶液体火箭发动机喷雾燃烧流场及其优化设计工作.根据偏二甲肼(UDMH)有... 详细信息

有机凝胶推进剂兼具有固体和液体推进剂的优点,但其液滴在着火燃烧过程出现了剧烈的膨胀-爆裂及火焰扰动现象,明显不同于常规液体液滴准稳态蒸发燃烧现象,影响了凝胶液体火箭发动机喷雾燃烧流场及其优化设计工作.根据偏二甲肼(UDMH)有机凝胶液滴着火燃烧过程的内部非稳态蒸发特性及其微观分子结构,提出了非稳态多组分蒸发模型、界面追踪多相流蒸发模型、离散元多相流蒸发模型三种有机凝胶液滴液相蒸发模型,重点发展并实现了其中的非稳态多组分蒸发模型,详细分析了后两种多相流蒸发模型所需的技术储备.然后针对静止及对流气相环境下的UDMH有机凝胶液滴,提出了分别采用有限速率化学反应模型、相容性层流火焰面模型解决其气相混合燃烧问题,并详细分析了其中的刚性化学反应源项处理及火焰面方程求解所面临的困难及其解决措施.

关键词：有机凝胶液滴蒸发模型有限速率化学反应模型火焰面模型刚性源项