研究双液相推进剂切向不稳定燃烧的撞击式模型发动机

1.本发明涉及一种模型发动机，特别是一种研究双液相推进剂切向不稳定燃烧的撞击式模型发动机。


背景技术：

2.双组元液体火箭发动机因其能量密度高，比冲高，推力大，能够便捷地控制流量与推力被广泛用于各种航天器，例如火箭发动机、燃气发生器、火箭发动机游机、卫星姿轨控发动机和导弹动力系统等。双组元液相推进剂通常为液氧/煤油和自燃推进剂，其中自燃推进剂通常用肼类作燃料，用四氧化二氮作氧化剂，常温常压下呈液态具有良好的存储特性，无需点火，具有高可靠性。但在实际研制过程中，液体火箭发动机经常出现不稳定燃烧现象，其已经成为限制大推力火箭发动机发展的最大难题之一。不稳定燃烧发生时轻则引起发动机震动，推力下降，性能降低；重则导致喷注面板烧蚀，推力室烧穿爆炸，任务失败，造成严重损失。不稳定燃烧可以分为横向不稳定燃烧和纵向不稳定燃烧，其中横向不稳定燃烧又可分为径向不稳定燃烧和切向不稳定燃烧。切向不稳定燃烧发生时，燃烧室压力振荡与燃烧室切向声学频率相耦合，引起剧烈压力与释热振荡，对喷注面板和燃烧室壁面形成巨大的周期性热载荷，造成燃烧室或喷注面板出现烧蚀，具有极大的破坏性。因此要深入研究液体火箭发动机中的切向不稳定燃烧机理，彻底解决不稳定燃烧问题，具有重大工程实践意义。
3.在研究液体火箭发动机切向不稳定燃烧时通常采用全尺寸火箭发动机，虽然这种条件下最接近真实工况，但全尺寸发动机还存在如下不足，有待进行改进：1.采用全尺寸模型发动机成本高，周期长，需要消耗大量的人力物力财力。燃烧室不能开窗，不能开压力测量接口，无法研究燃烧室中压力振荡特性，火焰传播特性，得到的数据非常有限，不能阐明不稳定燃烧机理，无法彻底解决不稳定燃烧问题。
4.2.在研究切向不稳定燃烧时，现有的模型发动机多为常压工况，燃烧室压力多为1个大气压到几个大气压，没有达到超临界条件，与实际发动机中的超临界压力相差很大。
5.3.在有些研究中采用爆炸弹、脉冲枪人为激发切向不稳定燃烧，这种激发的不稳定燃烧与实际发动机中自激的不稳定燃烧具有很大的区别，它没有一个压力振荡由增长到形成极限环的过程。
6.4.模块化程度低，制造加工困难，难以研究几何条件对不稳定燃烧特性的影响。


技术实现要素：

7.本发明要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，而提供一种研究双液相推进剂切向不稳定燃烧的撞击式模型发动机，该研究双液相推进剂切向不稳定燃烧的撞击式模型发动机能够研究双液相推进剂火箭发动机中出现的高频切向不稳定燃烧特性，能研究喷注工况（流量、喷注压降）对切向不稳定燃烧的影响，压力波传播特性，以及不稳定燃烧产生机理，为工程实践中解决不稳定燃烧提供指导。另外，本发明还能分析高频切向不稳定燃
烧发生时的热声耦合特性。
8.为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种研究双液相推进剂切向不稳定燃烧的撞击式模型发动机，包括氧化剂集液腔、推进剂隔板、喷注面板、自激圆柱体和燃烧室。
9.氧化剂集液腔、喷注面板和燃烧室沿轴向依次同轴密封可拆卸连接。
10.氧化剂集液腔的中心设置有集氧腔。
11.喷注面板的顶面设置有与推进剂隔板密封配合的隔板槽。
12.位于隔板槽正下方的喷注面板上开设有燃料集液腔。
13.位于燃料集液腔正下方的喷注面板上沿周向均匀布设有若干个燃料喷孔。
14.位于隔板槽内部的喷注面板上沿周向均匀布设有与燃料喷孔数量相等的氧化剂喷孔。
15.自激圆柱体同轴布设在燃烧室的上游端，自激圆柱体与燃烧室之间形成燃烧室自激圆环。
16.燃料喷孔与对应氧化剂喷孔相交设置，且交点位于燃烧室自激圆环中。
17.位于燃料喷孔内部的喷注面板底部中心设置有螺纹柱安装槽，自激圆柱体的上游端中心同轴设置有中心螺纹柱，中心螺纹柱能与螺纹柱安装槽螺纹连接。
18.通过调整自激圆柱体的直径与长度，能够研究燃烧室自激圆环宽度与长度对自激切向不稳定燃烧的影响。
19.与燃烧室自激圆环相对应的燃烧室壁面沿周向布设有至少2个高频压力传感器接口，每个高频压力传感器接口内安装一个高频压力传感器。
20.燃烧室壁面沿轴向布设有至少2个高频压力传感器接口，每个高频压力传感器接口内安装一个高频压力传感器。
21.燃烧室壁面上还设置有低频压力传感器接口，用于安装低频压力传感器。
22.燃烧室采用321不锈钢材料制成，能耐压5mpa。
23.位于燃料集液腔中的燃料经燃料喷孔喷出，与经氧化剂喷孔喷出的氧化剂在燃烧室自激圆环中发生撞击，并自发在燃烧室内进行燃烧，并建立自激不稳定燃烧，形成压力振荡极限环；其中，自激不稳定燃烧的频率能达6700hz。
24.每个氧化剂喷孔的直径均为1mm，每个燃料喷孔的直径均为0.8mm。
25.燃烧室的下游端同轴密封可拆卸设置有拉瓦尔喷管，通过调整拉瓦尔喷管的收缩比，能研究拉瓦尔喷管收缩比对燃烧特性的影响。
26.本发明具有如下有益效果：（1）本发明提出的矩形模型发动机尺寸小、结构简单，大大节省了人力，物力和时间成本，能够获取大量的实验数据，深入研究不稳定燃烧机理。
27.（2）本发明能够实现自激切向不稳定燃烧，燃烧室的室压能高达5mpa，能够达到超临界条件，更大限度地接近实际燃烧室中的自激切向不稳定燃烧。另外，撞击式设计，天然具有较低的稳定性裕度，可以产生自发的高频切向不稳定燃烧。
28.（3）采用高度模块化设计，各部件之间互换性强，能够通过改变喷注面板和中心圆柱体研究几何构型对高频切向不稳定燃烧的影响，实现非常快捷方便地更换。
29.（4）采用常见321不锈钢材料，加工工艺较为简单，进一步节约成本。
30.（5）能研究喷注工况（流量、喷注压降）对切向不稳定燃烧的影响，压力波传播特性，以及不稳定燃烧产生机理，为工程实践中解决不稳定燃烧提供指导。
31.（6）本发明还能分析高频切向不稳定燃烧发生时的热声耦合特性。
附图说明
32.图1显示了本发明研究双液相推进剂切向不稳定燃烧的撞击式模型发动机的爆炸图。
33.图2显示了图1的半剖面图。
34.图3显示了本发明中喷注面板的结构图。
35.图4显示了本发明中安装有推进剂隔板的喷注面板的剖面图。
36.图5显示了本发明中撞击式模型发动机不含燃烧室和拉瓦尔喷管时的爆炸图。
37.图6显示了本发明中燃烧室的结构图。
38.图7显示了本发明中燃烧室的剖面图。
39.图8显示了本发明中拉瓦尔喷管的结构图。
40.图9显示了本发明中拉瓦尔喷管的剖面图。
41.其中有：10.氧化剂集液腔；11.氧化剂供应通道；12.氧高频压力传感器接口；13.氧低频压力传感器接口；14.集氧槽；15.密封环槽；20.推进剂隔板；30.喷注面板；31.隔板槽；32.燃料集液腔；321.燃料供应通道；33.燃料喷孔；34.氧化剂喷孔；35.螺纹柱安装槽；36.密封环；40.自激圆柱体；41.中心螺纹柱；50.燃烧室；51.高频压力传感器接口；52.低频压力传感器接口；60.拉瓦尔喷管；61.喉部。
具体实施方式
42.下面结合附图和具体较佳实施方式对本发明作进一步详细的说明。
43.本发明的描述中，需要理解的是，术语“左侧”、“右侧”、“上部”、“下部”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，“第一”、“第二”等并不表示零部件的重要程度，因此不能理解为对本发明的限制。本实施例中采用的具体尺寸只是为了举例说明技术方案，并不限制本发明的保护范围。
44.如图1和图2所示，一种研究双液相推进剂切向不稳定燃烧的撞击式模型发动机，包括氧化剂集液腔10、推进剂隔板20、喷注面板30、自激圆柱体40、燃烧室50和拉瓦尔喷管60。
45.氧化剂集液腔、喷注面板、燃烧室和拉瓦尔喷管沿轴向依次同轴密封可拆卸连接，优选为螺纹连接。具体密封方式优选为：在配合面间，设置如图5所示的相互密封配合的密封环槽15和密封环36。密封配合面间也可增设石棉垫片等现有技术中已知的密封件。
46.氧化剂集液腔的中心设置有集氧腔。本实施例中，在氧化剂集液腔的底面中心开
设有底部开口的集氧槽14，集氧槽与喷注面板顶面密封配合，形成集氧腔。当然，也可采用现有技术中已知的其他设置方式。
47.另外，在氧化剂集液腔的顶部中心设置有氧化剂供应通道11，用于向集氧腔输送液态的氧化剂。
48.进一步，在氧化剂集液腔的顶部还设置有氧高频压力传感器接口12和氧低频压力传感器接口13。
49.上述氧高频压力传感器接口12用于安装氧高频压力传感器，氧高频压力传感器能用于检测集氧腔中的高频压力脉动信息，高频谱段在1khz~10khz，以下高频类同。
50.上述氧低频压力传感器接口13用于安装氧低频压力传感器，氧低频压力传感器能用于检测集氧腔中的低频压力脉动信息，低频谱段在1khz以内，以下低频类同。
51.如图3至图5所示，喷注面板的顶面设置有与推进剂隔板密封配合的隔板槽31，推进剂隔板优选密封焊接在隔板槽内。
52.位于隔板槽正下方的喷注面板上开设有燃料集液腔32，燃料集液腔通过设置在喷注面板上的燃料供应通道321与外部燃料供应装置相连接。
53.位于燃料集液腔正下方的喷注面板上沿周向均匀布设有若干个燃料喷孔33，每个燃料喷孔的直径均为0.8mm，且均向着喷注面板的轴线方向进行倾斜。
54.位于隔板槽内部的喷注面板上沿周向均匀布设有与燃料喷孔数量相等的氧化剂喷孔34，每个氧化剂喷孔的直径均为1mm，且均向着背离喷注面板的轴线方向进行倾斜。
55.进一步，位于燃料喷孔内部的喷注面板底部中心优选设置有螺纹柱安装槽35。
56.本发明采用高度模块化设计，可以通过改变喷注面板30研究撞击喷嘴几何条件对燃烧特性的影响（如撞击角，氧化剂喷孔和燃料喷孔的直径等）。
57.燃烧室优选采用321不锈钢材料制成，为圆柱体，直径优选为60厘米，能耐压5mpa。本发明中，整个模型发动机均优选采用321不锈钢材料制成，加工工艺较为简单，进一步节约成本。
58.自激圆柱体同轴布设在燃烧室的上游端，自激圆柱体的上游端中心优选同轴设置有中心螺纹柱41，中心螺纹柱能与螺纹柱安装槽螺纹连接。
59.为便于整流，自激圆柱体的上游端可设计为圆锥形。
60.自激圆柱体与燃烧室之间形成燃烧室自激圆环。
61.燃料喷孔与对应氧化剂喷孔相交设置，且交点位于燃烧室自激圆环中。
62.本发明通过调整自激圆柱体的直径与长度，能够研究燃烧室自激圆环宽度与长度对自激切向不稳定燃烧的影响。
63.进一步，本发明也可用于研究旋转爆震，如将自激圆柱体直径增大，形成很窄的燃烧室自激圆环，从而能用于研究双组元推进剂的旋转爆震特性，以及切向不稳定燃烧与旋转爆震之间的关系。
64.与燃烧室自激圆环相对应的燃烧室壁面沿周向布设有至少2个高频压力传感器接口51，每个高频压力传感器接口内安装一个高频压力传感器。沿周向布设的高频压力传感器，能检测燃烧室内的高频切向不稳定燃烧。
65.燃烧室壁面沿轴向布设有至少2个高频压力传感器接口，每个高频压力传感器接口内安装一个高频压力传感器。沿轴向布设的高频压力传感器，能检测燃烧室内的高频纵
向不稳定燃烧。
66.进一步，燃烧室壁面上还设置有低频压力传感器接口52，用于安装低频压力传感器。此处的低频压力传感器，能用于检测燃烧室内的低频压力脉动信息。
67.此外，燃烧室也可以通过光学开窗实现光学诊断（图中未显示）。
68.上述拉瓦尔喷管（也称喷管）能对燃烧室中的炙热气体进行加速，在喉部61处达到声速，形成声学截止。本发明能通过调整拉瓦尔喷管的收缩比，能研究拉瓦尔喷管收缩比对燃烧特性的影响。作为替换，拉瓦尔喷管也可更改为塞式喷管。
69.位于燃料集液腔中的燃料经燃料喷孔喷出，与经氧化剂喷孔喷出的氧化剂在燃烧室自激圆环中发生撞击，推进剂完成雾化，由于自燃推进剂特性，不需要点火，氧化剂与燃料相遇时自发在燃烧室内进行燃烧，快速建立自激不稳定燃烧，形成压力振荡极限环，研究不稳定燃烧特性；燃烧后的燃气经由拉瓦尔喷管排出，在喉部实现声学截止。
70.由于不稳定燃烧能够在极短时间内（《30 ms）快速建立，实验持续时间约为1 s。为简化模型发动机结构，燃烧室和喷管采用热沉冷却，但也可以通过设计实现水冷或再生冷却。
71.申请人目前已经完成模型发动机设计，并对本发明进行数值模拟验证发现：本发明能实现自激高频切向不稳定燃烧，频率高达6700hz。
72.以上详细描述了本发明的优选实施方式，但是，本发明并不限于上述实施方式中的具体细节，在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种等同变换，这些等同变换均属于本发明的保护范围。