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题名双离心喷注器中的非稳态跨临界燃烧数值研究
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作者
李钰航
刘亚洲
胡海峰
吴宝元
周立新
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机构
西安航天动力研究所
航天推进技术研究院
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出处
《推进技术》
北大核心
2025年第4期182-192,共11页
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文摘
为了加深对双离心喷注器中的推进剂跨临界燃烧过程的认识,采用扩散界面方法进行了大涡模拟研究,获得了喷注器近场的流动结构与火焰形态,对比了室压与几何结构对单喷嘴冷态流动的影响,分析了双离心喷注器低频振荡燃烧产生的机理。研究结果表明:喷嘴中心产生沿轴向朝内的压力梯度驱动了倒吸气流,倒吸气流存在是旋流腔产生气核的必要条件;当喷嘴旋流数增加时,旋流腔液膜厚度越小,液膜锥角越大,喷注器出口的倒吸气流的强度越大;在燃烧流场中,氧化剂液膜和燃料液膜之间存在狭长形火焰,端面后方回流区是火焰稳定的重要位置。数值计算复现了工程试车中出现的40 Hz量级的低频振荡燃烧,瞬时流场显示这是一种轴向往复的流体振荡现象。分析认为,内喷嘴液膜雾化、燃烧膨胀、倒吸气流等子过程可以形成闭环反馈逻辑,使得振荡可以自行维持。
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关键词
液体火箭发动机
双离心喷注器
跨临界流动
燃烧特性
低频振荡
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Keywords
Liquid rocket engine
Bi-swirl injector
Transcritical flow
Combustion characteristics
Low-frequency oscillation
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分类号
V231.1
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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