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Investigation of non-premixed flame combustion characters in GO_2/GH_2 shear coaxial injectors using non-intrusive optical diagnostics

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Science China(Physics,Mechanics & Astronomy) 2015年第12期58卷 167-179页

作者： DAI Jian yu nanjia CAI GuoBiao Beijing University of Aeronautics and Astronautics

Single-element combustor experiments are conducted for three shear coaxial geometry configuration injectors by using gaseous oxygen and gaseous hydrogen(GO2/GH2) as propellants. During the combustion process, several spatially and time- resolved non-intrusive optical techniques, such as OH planar laser induced fluorescence(PLIF), high speed imaging, and infrared imaging, are simultaneously employed to observe the OH radical concentration distribution, flame fluctuations, and temperature fields. The results demonstrate that the turbulent flow phenomenon of non-premixed flame exhibits a remarkable periodicity, and the mixing ratio becomes a crucial factor to influence the combustion flame length. The high speed and infrared images have a consistent temperature field trend. As for the OH-PLIF images, an intuitionistic local flame structure is revealed by single-shot instantaneous images. Furthermore, the means and standard deviations of OH radical intensity are acquired to provide statistical information regarding the flame, which may be helpful for validation of numerical simulations in future. Parameters of structure configurations, such as impinging angle and oxygen post thickness, play an important role in the reaction zone distribution. Based on a successful flame contour extraction method assembled with non-linear anisotropic diffusive filtering and variational level-set, it is possible to implement a fractal analysis to describe the fractal characteristics of the non-premixed flame contour. As a result, the flame front cannot be regarded as a fractal object. However, this turbulent process presents a self-similarity characteristic.

关键词： liquid rocket engine shear coaxial injector non-intrusive optical techniques image segmentation fractal analysis

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Steady-state coupled analysis of flowfields and thermochemical erosion of C/C nozzles in hybrid rocket motors

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Science China(Technological Sciences) 2015年第3期58卷 574-586页

作者： ZHAO Sheng TIAN Hui WANG PengFei yu nanjia CAI GuoBiao School of Astronautics Beihang University

A hybrid rocket can be used in various applications and is an attractive propulsion system. However, serious erosion of nozzles is common in motor firing operations, which could restrict the application of hybrid rocket motors. Usually, the serious erosion is attributed to the high concentration of oxidizing species in hybrid motors, while the details of flowfields in the motors are not paid special attention to. In this paper, first the thermochemical erosion of C/C nozzle is simulated coupled with the flowfields in a 98% H2O2/hydroxyl-terminated polybutadiene（HTPB） hybrid rocket motor. The simulation is made on a typical axisymmetric motor, including a pre-combustion chamber, an aft-combustion chamber and nozzle structures. Thermochemica reactions of H2 O, CO2, OH, O and O2 with C are taken into account. Second, the change of flowfields due to fuel regression during motor firing operations is considered. Nozzle erosion in different flowfields is evaluated. Third, the results of nozzle erosion in the coupled simulation are compared with those under uniform and chemical equilibrium flow and motor firing test results. The results of simulation and firing tests indicate that the thermochemical erosion of nozzles in hybrid motors should be calculated coupled with flowfields in the motor. In uniform and chemical equilibrium flowfields, the erosion rate is overestimated. The diffusion flame in hybrid motors protects the nozzle surface from the injected oxidizer and high temperature products in flowfields, leading to a relatively fuel-rich environment above the nozzle. The influence of OH and the geometry of motor should also be considered in the evaluation of nozzle erosion in hybrid motors.

关键词： hybrid rocket motor C/C nozzle thermochemical erosion

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Numerical and experimental investigation on the effects of aft mixing chamber diaphragm in hybrid rocket motor

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Science China(Technological Sciences) 2013年第11期56卷 2721-2731页

作者： TIAN Hui LI XinTian yu nanjia CAI GuoBiao School of Astronautics Beihang University

This paper focuses on the investigation of an aft mixing chamber diaphragm in a hybrid rocket motor. Both numerical and ex- perimental researches are carried out to study its effects on the motor performances. The hybrid rocket motor with star fuel grain is utilized. The 90% hydrogen peroxide （HP） oxidizer and hydroxyl terminated polybutadiene （HTPB） based fuel are adopted as propellants. The diaphragm configuration settled in the aft mixing chamber includes four circular-holes with a uni- form circumferential distribution. For both motors with and without the diaphragm, three-dimensional numerical simulations with gaseous combustions considered are carried out to study the flow field characteristics and motor performances. The com- parison results show that the diaphragm can improve the mixing of the oxidizer and fuel. It has evident effect on increasing the motor efflciencies. Two firing experiments are conducted with full scale motors to investigate the effects of the diaphragm. The diaphragm used in the test is composed of a central steel framework and a closed thermal insulation layer. With the dia- phragm employed, the combustion efficiency increases from 93.9% to 97.34% and the specific impulse efficiency increases from 80.77% to 87.28%, which verifies the positive effect of the diaphragm. Both numerical and experimental studies indicate that the scheme of the aft mixing chamber diaphragm proposed in the paper can improve the efficiencies of the hybrid rocket motor obviously.

关键词： hybrid rocket motor diaphragm numerical simulation experimental investigation

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Design and integrated simulation of a pressurized feed system of the dual-thrust hybrid rocket motor

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Science China(Technological Sciences) 2013年第4期56卷 989-1000页

作者： LI JunHai yu nanjia ZENG Peng CAI GuoBiao School of Astronautics Beihang University

A new pressurized feed system of the dual-thrust hybrid rocket motor for flight is presented in this *** feed system supplies 90% hydrogen peroxide (90%H 2 O 2) with two different flows of 4.5 and 2 kg s *** oxidizer flow is changed through regulating the mass flow of the high-pressure gas and switching the performance modes of the unique oxidizer flow control valve *** models of the gas storage container,pressure regulator valve,control orifice,propellant tank,oxidizer flow control valve and cavitating venturi are generated and used to compute the instantaneous pressure,temperature and mass flow *** is a good agreement between the simulated and experimental *** sensitivity analysis is also *** is found that the throat diameter of the cavitating venturi in feed line 1 is the main factor affecting the mass flow in both boost and sustaining *** parameters have limited effects on the mass flow rate and the transition time of the system.

关键词： pressurized feed system mathematical modeling liquid propellant tank variable flow dual-thrust hybrid motor

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Geometric effects of fuel regression rate in hybrid rocket motors

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Science China(Technological Sciences) 2016年第5期59卷 807-813页

作者： CAI GuoBiao ZHANG yuanJun WANG PengFei HUI Tian ZHAO Sheng yu nanjia School of Astronautics Beihang University Beijing 100191 China Beijing Institute of Aerospace Systems Engineering Beijing 100076 China

The geometric configuration of the solid fuel is a key parameter affecting the fuel regression rate in hybrid rocket motors. In this paper, a semi-empirical regression rate model is developed to investigate the geometric effect on the fuel regression rate by incorporating the hydraulic diameter into the classical model. The semi-empirical model indicates that the fuel regression rate decreases with increasing hydraulic diameter and is proportional to dh?0.2 when convective heat transfer is dominant. Then a numerical model considering turbulence, combustion, solid fuel pyrolysis, and a solid–gas coupling model is established to further investigate the geometric effect. Eight motors with different solid fuel grains are simulated, and four methods of scaling the regression rate between different solid fuel grains are compared. The results indicate that the solid fuel regression rates are approximate the same when the hydraulic diameters are equal. The numerical results verify the accuracy of the semi-empirical model.

关键词： geometric effect regression rate hydraulic diameter hybrid rocket motor

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泵入口参数对全流量补燃循环发动机动态特性影响研究

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宇航总体技术 2024年第4期8卷 31-42页

作者：王珏周闯朱平平俞南嘉蔡国飙中国运载火箭技术研究院北京100076 北京宇航系统工程研究所北京100076 北京航空航天大学宇航学院北京102206

全流量补燃循环发动机性能高,并具备便于重复使用的优势,是未来重复使用运载器的最佳选择之一。在液体火箭发动机启动过程中,泵入口推进剂的压力和温度变化会对全流量补燃循环发动机动力系统的启动特性造成一定的影响。为分析其影响规律... 详细信息

全流量补燃循环发动机性能高,并具备便于重复使用的优势,是未来重复使用运载器的最佳选择之一。在液体火箭发动机启动过程中,泵入口推进剂的压力和温度变化会对全流量补燃循环发动机动力系统的启动特性造成一定的影响。为分析其影响规律,建立了涡轮泵、预燃室、推力室、两相流和混合气体组件等动力学模型并进行求解。结果表明,随着燃料泵入口压力升高或氧化剂泵入口压力降低,涡轮泵系统参数的波动将会逐渐增大,甲烷温度和液氧温度所产生的影响要强于甲烷压力和液氧压力,而液氧的影响则强于甲烷。为动力系统中泵入口推进剂状态参数控制提供了一定的指导。

关键词：火箭发动机启动特性敏感度泵入口压力

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环形喷嘴气动谐振加热性能

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北京航空航天大学学报 2010年第1期36卷 82-86页

作者：俞南嘉蔡国飙张国舟北京航空航天大学宇航学院北京100191

为了研究环形喷嘴的气动谐振加热性能,采用高精度高分辨率的NND格式差分求解二维轴对称雷诺平均Navier-Stokes方程,对环形喷嘴-谐振管系统气动谐振加热过程中谐振管内振荡流动过程进行了数值仿真,并对不同面积的环形喷嘴-谐振管系统进... 详细信息

为了研究环形喷嘴的气动谐振加热性能,采用高精度高分辨率的NND格式差分求解二维轴对称雷诺平均Navier-Stokes方程,对环形喷嘴-谐振管系统气动谐振加热过程中谐振管内振荡流动过程进行了数值仿真,并对不同面积的环形喷嘴-谐振管系统进行了数值模拟.研究结果表明:环形喷嘴与圆喷嘴具有相似的谐振加热规律和流场特征,即利用环形喷嘴同样可在谐振管内产生强烈的高频激波振荡.随着环形喷嘴面积减小,每一个谐振周期中的谐振温升逐渐减小.而其能够产生强烈谐振的间距小于圆喷嘴-谐振管系统的间距,在小间距时可以在很宽的喷嘴入口压力范围内产生强烈的谐振,这为气动谐振点火器的结构小型化和工程实用性提供了理论依据.

关键词：气动谐振仿真点火

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基于PLIF技术的气氧/气甲烷同轴剪切喷嘴试验

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航空动力学报 2018年第10期33卷 2483-2491页

作者：俞南嘉鲍启林李峰张洋北京航空航天大学宇航学院北京100191 北京动力机械研究所北京100074

以数值仿真的结果作为参考,开展了基于PLIF(平面激光诱导荧光)技术、高速摄影技术等非接触光学燃烧诊断技术的气氧/气甲烷同轴剪切喷嘴试验研究。通过联合光学诊断对不同设计工况的燃烧流场进行诊断测量,获得燃烧室内OH分布,燃烧流场发... 详细信息

以数值仿真的结果作为参考,开展了基于PLIF(平面激光诱导荧光)技术、高速摄影技术等非接触光学燃烧诊断技术的气氧/气甲烷同轴剪切喷嘴试验研究。通过联合光学诊断对不同设计工况的燃烧流场进行诊断测量,获得燃烧室内OH分布,燃烧流场发展演化过程、火焰的结构等信息,对燃烧流场进行详细的分析。研究结果表明:气氧/气甲烷剪切燃烧火焰存在明显的剪切燃烧层,且随着轴向距离的增加,火焰逐渐失稳;随燃氧速度比的增加,流场涡旋作用明显加强,火焰根部稳定段变短,瞬时火焰结构卷曲和褶皱增多;仿真计算的OH分布与试验测得的OH分布相似,仿真模型能够合理预测气氧/气甲烷同轴剪切喷嘴的燃烧流场。

关键词：喷嘴非接触光学诊断平面激光诱导荧光技术燃烧流场 OH分布

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飞月轨道引力捕获设计方法研究

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宇航学报 2000年第4期21卷 7-14页

作者：朱仁璋俞南嘉余梦伦北京航空航天大学北京100083 北京宇航系统工程研究所北京100076

利用太阳引力摄动与月球绕飞设计的地月转移轨道 (飞月轨道 ) ,与霍曼转移相比 ,虽然飞行时间较长 (约三、四个月 ) ,但可显著节省速度增量 (可达 15 0米 /秒 ) ,对无人月球探测器尤为适合。应用平面圆型限制性四体问题动力学模型 ,选... 详细信息

利用太阳引力摄动与月球绕飞设计的地月转移轨道 (飞月轨道 ) ,与霍曼转移相比 ,虽然飞行时间较长 (约三、四个月 ) ,但可显著节省速度增量 (可达 15 0米 /秒 ) ,对无人月球探测器尤为适合。应用平面圆型限制性四体问题动力学模型 ,选择从月球出发的初始条件。借助“地心距时间曲线” ,从平面圆型限制性四体问题转换为一般的限制性四体问题。通过典型模拟计算 ,分析负向积分 (从月球轨道出发 )初始轨道参数及太阳方位对月球探测器轨迹的影响。

关键词：地月转移轨道引力捕获飞月轨道月球探测器

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固液混合火箭发动机技术

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载人航天 2009年第1期15卷 15-18页

作者：蔡国飙田辉俞南嘉北京航空航天大学宇航学院

通过对火箭发动杌技术发展的研究,提出了固液混合火箭发动机是目前航天推进系统发展的一个新方向。介绍了固液混合火箭发动机的特点、发展历史和现状,并结合我国航天发展情况分析了固液混合火箭发动机在航天领域中的应用前景,指出固液... 详细信息

通过对火箭发动杌技术发展的研究,提出了固液混合火箭发动机是目前航天推进系统发展的一个新方向。介绍了固液混合火箭发动机的特点、发展历史和现状,并结合我国航天发展情况分析了固液混合火箭发动机在航天领域中的应用前景,指出固液混合火箭发动机在运载火箭助推级、先进上面级和先进轨道转移系统中的广泛应用前景。同时分析了影响固液混合火箭发动机性能及其应用的主要关键技术。

关键词：固液混合火箭发动机助推器上面级轨道转移

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