一、补燃循环火箭发动机气液同轴式喷嘴声学特性研究（论文文献综述）
曹晨,谭永华,陈建华,李龙飞[1]（2019）在《气喷嘴和声腔对燃烧室声学特性的影响》文中研究指明为了掌握气喷嘴和声腔对燃烧室声学特性的影响规律以及解释声学实验中出现的切向频率分化现象的内在机理,采用声学有限元方法（FEM）并在单喷嘴声学模拟实验验证的基础上,从固有频率和声压分布角度分析了气喷嘴长度、声腔长度和节流嘴直径对燃烧室声学特性的影响规律,利用声压分布成功地解释了实验中出现的频率分化现象。结果表明:当燃烧室某阶切向振型频率与喷嘴1阶纵向振型频率相等时,喷嘴由于共振将切向振型声压幅值极值点附近的能量转移到喷嘴中,改变了燃烧室原切向振型的声压分布,因此在声学实验中产生切向频率分化现象;气喷嘴长度与节流嘴直径之间存在着耦合关系,在液氧煤油补燃发动机喷嘴设计阶段可进行组合参数匹配优化。
曹晨,陈建华,赵剑,付平[2]（2019）在《大直径液氧煤油发动机燃烧室抗脉动隔板技术》文中认为随着发动机推力的增大,燃烧室直径也随之增大,表征燃烧室热声学特性的振型、频率及其组合振型更为复杂,燃烧室带与不带抗脉动隔板以及隔板的结构参数等对声学特性影响明显,直接影响燃烧不稳定性的裕度。为了研究抗脉动隔板结构参数对燃烧室声学特性的影响,本文基于三维柱坐标系声波动理论和COMSOL仿真平台,研究了抗脉动隔板结构对火箭发动机燃烧室声学特性的影响。通过单喷嘴声学模拟实验,验证了该仿真方法的有效性。分析了隔板高度、厚度和冷区长度对燃烧室声学特性的影响规律。研究结果表明:隔板高度由40mm增加至120mm时,燃烧室一阶切向和二阶切向振型的频率分别下降了22%和31%;隔板厚度和冷区长度对燃烧室声学频率的影响不超过5%;大推力补燃发动机燃烧室直径大,需采用结构形式更为复杂的抗脉动隔板来针对性地抑制横向振型。
尹亮[3]（2018）在《火箭发动机层板式喷注器关键技术研究》文中提出液体火箭发动机层板式喷注器由于其特殊的流道结构及喷注方式,具有雾化特性好、脉冲小、响应快等优点。然而一直以来,对层板式喷注器雾化特性及燃烧特性的研究还比较匮乏,且一般是通过试验方法获得。本文根据目前国内外层板式喷注器的相关研究资料,在现有喷注器结构及试验数据基础上开展气氧/甲烷溅板式层板喷注器的设计研究。一方面,采用数值模拟方法对喷注器进行了建模分析,明确影响溅板式层板喷注器主要结构参数。另一方面,对喷注器结构进行了改进设计,通过增加边区气膜冷却孔对燃烧室壁面进行冷却。最后,搭建试验台架,采用试验方法对单喷嘴及多喷嘴喷注器雾化特性及燃烧特性进行研究,揭示不同设计参数对喷注器气/气燃烧特性及雾化特性的影响规律。首先针对喷注器设计参数分别对单喷嘴及多喷嘴溅板式层板喷注器气气燃烧特性进行了数值仿真研究,对比分析了冷流掺混及燃烧特性之间的联系和区别。研究结果表明,各喷注器设计参数对气氧/甲烷推进剂组合燃烧特性的影响不同,从燃烧室温度分布、组分分布及流场结构三方面进行综合分析发现,扩张角和出口层喷嘴宽度对单喷嘴喷注器燃烧特性影响最大,喷嘴间距对多喷嘴喷注器有较大影响。通过对三种不同结构的喷注器进行研究对比发现,对于气/气溅板式层板喷注器,冷流掺混结果并不能对其燃烧特性进行有效的预示,冷流及燃烧状态下燃烧室内各参数变化不具有相似特性。第二,设计了一种气膜冷却层板式喷注器结构,采用气态甲烷作为冷却剂,对不同冷却孔参数下气膜冷却效果进行数值仿真分析。结果表明,在喷注器面板外围增加一圈气膜冷却孔能有效降低燃烧室头部区域壁面温度。减小冷却孔高度或增加冷却剂流量在一定程度上均有利于燃烧室壁面的冷却;增加冷却孔数目及改变混合比对气膜冷却效果影响不大,但会对喷注面板温度产生影响。改变冷却孔构型或改变喷注孔位置均不利于燃烧室壁面冷却,相反还会对喷注面板热载产生不利影响。因此,在后续的研究中,需考虑多方面因素的综合影响,以达到更好的冷却效果。第三,设计了四种不同结构的单喷嘴溅板式层板喷注器,通过试验方法对各喷注器的流量特性及雾化特性进行了研究,获得了不同压力以及不同结构下各喷注器的雾化方式以及喷雾形态,并结合高速摄影结果得到了雾化锥角、撞击角及撞击点位置等信息。最后,在数值仿真基础上开展了气氧/甲烷层板式喷注器气气流量特性及燃烧特性试验研究,验证了火花塞点火方式的可行性。结果表明,提高混合比在一定程度上能提高其燃烧效率,降低燃烧室压力燃烧效率略有下降;多喷嘴条件下燃烧效率略大于单喷嘴条件。喷注器喷注面板受燃气热载影响较大,多喷嘴条件下在喷注面板周围增加一圈气膜冷却孔能有效降低面板局部温度,单喷嘴条件下各喷注器喷注面板均产生了不同程度的变形,其中SP1喷注器喷注面板发生严重烧蚀,变形或失效区域位于两喷注孔之间位置。
王迪,聂万胜,周思引,王海青,苏凌宇[4]（2018）在《单喷嘴模型发动机纵向高频燃烧不稳定性实验分析》文中指出为掌握喷嘴缩进长度和燃烧室长度对气氧/煤油火箭发动机高频燃烧不稳定性的影响规律,设计并开展了单喷嘴模型发动机燃烧实验。实验选用了气液同轴离心式单喷嘴,采用中心供应氧气,液体煤油经切向孔沿轴向旋转进入喷嘴的形式,为测试燃烧稳定性,燃烧室和喷嘴缩进的长度分别作为实验变量,利用高频压力传感器采集数据,基于压力信号对实验结果,尤其是呈现的纵向高频燃烧不稳定性现象进行了细致地研究。结果表明:在本文研究条件下,随着缩进长度的增加,对纵向高频燃烧不稳定性产生阻尼作用,但不会消除纵向高频燃烧不稳定。燃烧室的长度在516和356mm之间存在某个值,使得喷嘴缩进长度对燃烧稳定性影响可以忽略。随着燃烧室长度的增加,一阶纵向声学频率逐渐减小,而幅值逐渐增强。出现这些现象的原因是燃烧过程压力振荡与声波存在相位差。此外,燃烧室长度对纵向高频燃烧不稳定性的影响比缩进长度更明显。
张海龙[5]（2017）在《液体火箭发动机切向不稳定燃烧的旋转爆震机理研究》文中提出燃烧不稳定现象是液体火箭发动机工程研制过程中经常碰到的棘手难题。目前世界各国对液体火箭发动机燃烧不稳定开展了大量研究并取得了丰硕成果,但液体火箭发动机燃烧不稳定的诱发机制存在不同的学术观点,其机理多年来未能清楚。本文提出了旋转爆震是液体火箭发动机切向燃烧不稳定的可能诱发机制之一。综合运用实验研究、数值模拟方法,对圆环和圆筒形旋转爆震燃烧室内的爆震波起爆、结构及传播特性进行研究,探索和验证了旋转爆震是否为切向燃烧不稳定的诱发机制。首先,以氢气/空气（H2/Air）混合气为工质,通过数值模拟得到了环形燃烧室内部流场结构、传播特性以及燃烧室宽度的影响规律。结果表明在环形燃烧室内,由于横波效应的存在,燃烧室头部存在激波反射的现象,燃烧室宽度越大,波面弯曲越明显。在外径处的传播速度大于Chapman-Jouguet（CJ）理论速度,在内径处的速度小于CJ速度,燃烧室宽度越大,现象越明显。在同一种传播模态下,外径处的正爆震波速度接近理论CJ值。在无喷管条件下,采用逐步缩短内柱过渡到圆筒的方式,试验验证了圆筒燃烧室连续旋转爆震的可行性。与圆环形燃烧室相比,圆筒燃烧室内爆震波的起爆下限更低。受横波效应影响,环形燃烧室中高频压力振荡出现双峰,而圆筒燃烧室试验结果不存在该现象。另外随内柱长度缩短,旋转爆震波传播稳定性逐渐增强。在有Laval喷管条件下,试验验证了圆筒燃烧室内连续旋转爆震的可行性,考查了当量比、喷管收缩比对传播模态的影响。根据压力振荡的形式,定义了三种传播模态。结合试验和数值模拟结果分析了各模态下的流场结构特征,得到了喷管收缩比对传播模态的影响规律。旋转爆震的传播模态主要受下游斜激波在喷管收缩段的反射强度和反射波的上行距离影响。（1）当反射波强度不够时,对爆震波传播影响较小;（2）当反射波强度达到一定程度时,随着反射波上行位置的变化会产生不同的影响:与新鲜可燃气体混合层接触面作用会影响喷注混合过程;与爆震波面作用能促使燃烧加强;入射头部流场将激励产生新的热点,从而形成多波头模态。针对旋转爆震波的传播频率与燃烧室固有声学频率进行了对比分析。将试验结果和高频不稳定声学振型进行比对,发现旋转爆震波主频与燃烧不稳定固有频率吻合一致,误差在正负5%以内。采用与火箭发动机相似的等压点火时序进行试验,并与热射流点火方法进行对比。当尾喷管收缩比小于10时,采用等压燃烧时序点火失败,且该时序的成功点火工况边界也明显低于热射流时序。两种时序条件下得到的爆震波传播频率均与燃烧室固有频率相吻合,误差值在正负5%以内,初步验证了旋转爆震波是切向燃烧不稳定的可能机制。综合考查了不同燃烧室长度、推进剂活性下,传播频率与固有频率的关系。结果表明当燃烧室内实现旋转爆震后,爆震波的传播频率均与对应的固有传播频率有良好的一致性,误差值在5%左右。最后在边区环缝,中心区多喷嘴的双区喷注燃烧室中实现了旋转爆震波的起爆和稳定自持,贴近壁面处存在足够的可燃气体有助于爆震波的形成与稳定,其结果进一步验证了旋转爆震波是诱发切向不稳定燃烧的重要机制。
曹晨,陈建华,赵剑,付平[6]（2017）在《大直径液氧煤油发动机燃烧室抗脉动隔板技术》文中研究说明高频燃烧不稳定性是大推力火箭发动机研制中需要严重关切的重大技术难题,补燃循环液氧煤油发动机推力室在燃烧室设置一周六径喷嘴式抗脉动隔板,同时在气路采取二分之一波长喷嘴等措施来抑制高频燃烧不稳定性的发生。随着发动机推力的增大,燃烧室直径也随之增大,表征燃烧室热声学特性的振型、频率及其组合振型更为复杂,燃烧室带与不带抗脉动隔板以及隔板的结构参数等对声学特性影响明显,直接影响燃烧不稳定性的裕度。本文基于三维柱坐标系声波动理论和COMSOL仿真平台研究了抗脉动隔板结构对火箭发动机燃烧室声学特性的影响。通过单喷嘴声学模拟实验验证了该仿真方法的有效性。分析了隔板高度、厚度和冷区长度对燃烧室声学特性的影响规律。研究结果表明:隔板高度由40mm增加至120mm时,燃烧室一阶切向和二阶切向振型的频率分别下降了22%和31%;隔板厚度和冷区长度对燃烧室声学频率的影响不超过5%;大推力补燃发动机燃烧室直径大,需采用结构形式更为复杂的抗脉动隔板来针对性的抑制横向振型。
安红辉,聂万胜[7]（2017）在《气液同轴式喷嘴声学特性数值研究》文中提出采用线性声学理论,将液体火箭发动机气液同轴式喷嘴分别简化为1/4波长谐振管和1/2一波长谐振管,研究得出常温条件下喷嘴长度和入口射流条件对燃烧室一阶切向声学模态的抑制规律。结果表明:当喷嘴一阶纵向模态频率与需要抑制的燃烧室声学模态频率相等时,对于喷嘴入口射流处于壅塞的状态1/4纵向模态波长长度喷嘴的抑制能力最大;反之,1/2纵向模态波长长度喷嘴的抑制能力最大。两种喷嘴的抑制能力均随喷嘴直径增加而增大。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。
徐顺[8]（2016）在《气体中心型气液同轴离心式喷嘴动态雾化特性研究》文中研究指明不稳定燃烧一直是液体火箭发动机研究领域的热点难点。喷嘴动态雾化过程对不稳定燃烧有重要影响。随着气体中心型气液同轴离心式喷嘴的广泛应用,研究其动态雾化过程尤为重要。本文以气体中心型气液同轴离心式喷嘴为研究对象,采用高速摄像机与马尔文激光粒度仪研究喷嘴的动态雾化过程,得到了喷注工况与缩进长度对气体中心型气液同轴离心式喷嘴动态雾化特性的影响规律。首先,稳态工况下喷雾破碎存在五种方式:块状液膜破碎、穿孔破碎、气泡破碎、振荡破碎、气动破碎。不同破碎方式的形成是气液粘性力、表面张力等相互作用的结果,以液体雷诺数与气体韦伯数为影响因素给出了不同破碎方式的工况范围。通过对图像数据与马尔文测量数据的处理,总结了气液比与缩进比对喷雾锥角、破碎长度与SMD影响规律,结合气液条件分析了喷雾锥角、破碎长度与SMD变化的内在原因。然后,通过试验发现了气体中心型气液同轴离心式喷嘴自激振荡现象,总结了自激振荡产生的条件以及气液流量范围。通过喷雾图像处理得到自激振荡频率,发现自激振荡频率随着气体雷诺数的增加而增加。自激振荡的产生是由于气体动量的增加克服液膜的惯性势能,引起出口液膜的聚集与扩张,从而导致喷雾的周期性振荡。自激振荡扩大了喷雾范围,使得大液滴数增多,对雾化不利。最后,采用流量振荡器研究液体流量振荡对气体中心型气液同轴离心式喷嘴雾化特性的影响。发现了在液体离心式喷嘴单独工作时,流量振荡会引起喷雾Klystron效应,分析了Klystron效应的产生过程以及对喷雾锥角的影响。得到了气液喷嘴同时工作时,液体流量振荡对喷雾形态的影响规律,分析了喷雾自激振荡与Klystron效应相互作用的过程。通过图像处理得到了流量振荡频率对喷雾锥角的影响规律。
安红辉,聂万胜[9]（2016）在《基于瑞利准则的火箭发动机稳定性缩比方法研究》文中研究指明针对高压补燃循环火箭发动机燃烧稳定性试验提出一种基于瑞利准则的稳定性缩比方法,通过量纲分析得到决定稳定性相似的关键参数,给出缩比尺度的确定方法。通过缩比准则,可使推进剂种类和喷前温度不变、喷注速度不变、混合比不变,喷注器和燃烧室同全尺寸发动机分别几何相似,缩比发动机燃烧室压力大于推进剂超临界值。算例分析结果表明,该方法得到的缩比发动机燃烧室的压力和流量等大幅降低。
安红辉,聂万胜[10]（2017）在《直流式喷嘴开口率声学抑制能力影响》文中指出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。
二、补燃循环火箭发动机气液同轴式喷嘴声学特性研究（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、补燃循环火箭发动机气液同轴式喷嘴声学特性研究（论文提纲范文）
（1）气喷嘴和声腔对燃烧室声学特性的影响（论文提纲范文）
| 1 气液喷嘴和声腔研究综述 |
| 2 声腔对燃烧室声学特性的影响 |
| 2．1数值仿真模型验证 |
| 2．2声腔长度对燃烧室声学特性的影响 |
| 3 气喷嘴对燃烧室声学特性的影响 |
| 4 节流嘴对燃烧室声学特性的影响 |
| 5 结论 |
（2）大直径液氧煤油发动机燃烧室抗脉动隔板技术（论文提纲范文）
| 1 引言 |
| 2 国内外抗脉动隔板综述 |
| 2.1 三种抗脉动隔板型式对比分析 |
| 2.1.1 喷注面实体抗脉动隔板 |
| 2.1.2 喷嘴式抗脉动隔板 |
| 2.1.3 纵向肋式抗脉动隔板 |
| 2.2 抗脉动隔板的不稳定性抑制作用 |
| 3 抗脉动隔板的声学特性分析 |
| 3.1 声学数值仿真模型验证 |
| 3.2 隔板高度对燃烧室声学特性的影响 |
| 3.2.1 理论分析 |
| 3.2.2 数值仿真 |
| 3.3 隔板厚度对燃烧室声学特性的影响 |
| 3.4 冷区长度对燃烧室声学特性的影响 |
| 4 结论 |
（3）火箭发动机层板式喷注器关键技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 液氧/甲烷发动机研究进展 |
| 1.2.1 可重复使用发动机推进剂应用对比 |
| 1.2.2 液氧/甲烷发动机国外研究进展 |
| 1.2.3 液氧/甲烷发动机国内研究进展 |
| 1.2.4 液氧/甲烷发动机技术展望 |
| 1.3 液体火箭发动机喷注器 |
| 1.3.1 层板式喷注器国外研究现状及应用 |
| 1.3.2 层板式喷注器国内研究现状及应用 |
| 1.4 现阶段研究中存在的不足及需要改进之处 |
| 1.5 本文主要研究内容 |
| 第二章 气气流动与传热数值模拟方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 数值方法 |
| 2.2.1 控制方程 |
| 2.2.2 粘性系数 |
| 2.2.3 扩散系数 |
| 2.2.4 湍流模型 |
| 2.2.5 化学动力学模型 |
| 2.3 模型算例验证 |
| 2.3.1 物理模型及边界条件 |
| 2.3.2 算例验证 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 气氧/甲烷层板式喷注器冷流掺混及燃烧特性数值模拟研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 燃烧室及喷注器设计参数 |
| 3.3 单喷嘴喷注单元结构参数对燃烧特性的影响 |
| 3.3.1 边界条件 |
| 3.3.2 网格无关性验证 |
| 3.3.3 燃烧室特征长度对特征速度的影响 |
| 3.3.4 中间层层板厚度对燃烧特性的影响 |
| 3.3.5 出口层喷嘴宽度对燃烧特性的影响 |
| 3.3.6 喷嘴间距对燃烧特性的影响 |
| 3.3.7 扩张角对燃烧特性的影响 |
| 3.4 多喷嘴喷注单元结构参数对燃烧特性的影响 |
| 3.4.1 无量纲参数Δ对多喷嘴喷注器燃烧特性的影响 |
| 3.4.2 喷嘴间距D对多喷嘴喷注器燃烧特性的影响 |
| 3.4.3 喷嘴比例因子ξ对多喷嘴燃烧室燃烧特性的影响 |
| 3.5 冷流掺混与燃烧特性对比研究 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 推力室流场计算及气膜冷却效果研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 物理模型与边界条件 |
| 4.3 网格无关性验证 |
| 4.4 计算结果及分析 |
| 4.4.1 冷却孔高度对气膜冷却效果的影响 |
| 4.4.2 冷却剂流量对气膜冷却效果的影响 |
| 4.4.3 冷却孔数量对气膜冷却效果的影响 |
| 4.4.4 冷却孔构型对气膜冷却效果的影响 |
| 4.4.5 混合比对气膜冷却效果的影响 |
| 4.4.6 推进剂喷注孔位置对气膜冷却效果的影响 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 层板式喷注器流量及雾化特性试验研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 试验件 |
| 5.3 雾化实验系统 |
| 5.3.1 雾化供应系统组成图 |
| 5.3.2 压力与流量测量系统 |
| 5.3.3 高速摄影系统 |
| 5.4 结果对比分析 |
| 5.4.1 流量特性 |
| 5.4.2 不同时刻下雾化特性 |
| 5.4.3 压力对雾化特性的影响 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 气氧/甲烷层板式喷注器燃烧特性试验研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 试验目的 |
| 6.3 试验方法 |
| 6.3.1 燃烧室结构设计 |
| 6.3.2 喷注器结构设计 |
| 6.3.3 测量装置 |
| 6.3.4 点火装置 |
| 6.3.5 试验系统 |
| 6.3.6 试验时序 |
| 6.4 试验结果及分析 |
| 6.4.1 气气流量特性 |
| 6.4.2 多喷嘴喷注器燃烧特性试验分析 |
| 6.4.3 单喷嘴喷注器燃烧特性试验分析 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 7.1 主要工作内容及创新点 |
| 7.1.1 主要工作内容 |
| 7.1.2 创新点 |
| 7.2 工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（4）单喷嘴模型发动机纵向高频燃烧不稳定性实验分析（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 实验系统与工况简介 |
| 2 实验结果与分析 |
| 2.1 实验结果 |
| 2.2 燃烧室长度对纵向高频燃烧不稳定性的影响分析 |
| 2.3 喷嘴缩进长度对纵向高频燃烧不稳定性的影响分析 |
| 3 结论 |
（5）液体火箭发动机切向不稳定燃烧的旋转爆震机理研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 高频燃烧不稳定性的研究现状 |
| 1.2.1 燃烧不稳定分类及特征 |
| 1.2.2 高频不稳定的激励机理 |
| 1.2.3 高频燃烧不稳定性人为激发方式 |
| 1.2.4 高频燃烧不稳定性的影响因素 |
| 1.2.5 高频不稳定的抑制 |
| 1.3 旋转爆震的研究现状 |
| 1.3.1 旋转爆震起爆方式研究 |
| 1.3.2 旋转爆震流场特征 |
| 1.3.3 旋转爆震波传播特性和影响因素 |
| 1.4 研究现状分析 |
| 1.5 本文的主要研究内容 |
| 第二章 实验系统与数值模拟方法 |
| 2.1 连续旋转爆震实验系统 |
| 2.1.1 连续旋转爆震实验模型 |
| 2.1.2 双区喷注实验模型 |
| 2.1.3 热射流起爆系统 |
| 2.1.4 测量与控制系统 |
| 2.2 数值模拟方法介绍 |
| 2.2.1 控制方程及解耦方法 |
| 2.2.2 化学动力学模型及处理方法 |
| 2.2.3 数值离散格式 |
| 2.2.4 边界条件处理 |
| 2.2.5 网格无关性验证 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 燃烧室宽度对爆震波的影响 |
| 3.1 环形燃烧室流场基本结构 |
| 3.1.1 计算物理模型及边界条件设置 |
| 3.1.2 爆震波面几何形状 |
| 3.1.3 爆震波传播速度 |
| 3.2 燃烧室宽度对旋转爆震传播及结构的影响 |
| 3.2.1 燃烧室宽度对波面形状的影响 |
| 3.2.2 燃烧室宽度对传播速度的影响 |
| 3.2.3 传播模态 |
| 3.3 不同外直径下燃烧室宽度的影响 |
| 3.3.1 波形和传播速度 |
| 3.3.2 燃烧室宽度对传播模态的影响 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 圆筒燃烧室内旋转爆震波传播特性与流场结构 |
| 4.1 圆筒燃烧室旋转爆震的可行性试验验证 |
| 4.1.1 试验工况和时序 |
| 4.1.2 试验过程分析 |
| 4.1.3 圆筒燃烧室连续旋转爆震波传播特性分析 |
| 4.2 圆筒燃烧室基本流场结构 |
| 4.3 内柱长短对传播特性的影响 |
| 4.3.1 稳定性评价标准 |
| 4.3.2 爆震波传播模态变化 |
| 4.3.3 平均传播速度变化 |
| 4.3.4 流场结构变化 |
| 4.3.5 稳定性分析 |
| 4.3.6 横波效应 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 喷管收缩比对旋转爆震波的影响 |
| 5.1 试验模型及工况 |
| 5.2 传播模态分析 |
| 5.2.1 单波模态传播特性及流场结构 |
| 5.2.2 单波双峰模态传播特性及流场结构 |
| 5.2.3 双波模态传播特性及流场结构 |
| 5.3 反射激波对传播模态影响的作用机制 |
| 5.4 稳定性分析 |
| 5.5 固有频率比对 |
| 5.5.1 高频燃烧不稳定的声学固有频率计算方法 |
| 5.5.2 不同传播模态与声学振型对比 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 旋转爆震波和高频燃烧不稳定性声学振型对比分析 |
| 6.1 点火方式的影响 |
| 6.1.1 试验时序与工况分布 |
| 6.1.2 不同点火时序试验结果与固有频率比对 |
| 6.1.3 不同时序爆震波传播特性 |
| 6.2 燃烧室尺寸的影响 |
| 6.2.1 燃烧室长度的影响 |
| 6.2.2 不同燃烧室长度下流场特性分析 |
| 6.2.3 大尺寸燃烧室的影响 |
| 6.3 推进剂活性的影响 |
| 6.3.1 氧化剂活性的影响 |
| 6.3.2 燃烧剂活性的影响 |
| 6.4 双区喷注实验结果分析 |
| 6.4.1 双区喷注燃烧室构型及传感器布置 |
| 6.4.2 圆筒构型中内外喷注流量分配对压力振荡的影响 |
| 6.4.3 带Laval喷管试验结果分析 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 7.1 论文主要工作 |
| 7.2 论文创新点 |
| 7.3 未来工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（8）气体中心型气液同轴离心式喷嘴动态雾化特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 气液同轴式喷嘴喷雾特性研究进展 |
| 1.1.1 液体中心型气液同轴离心式喷嘴喷雾特性研究进展 |
| 1.1.2 气体中心型气液同轴离心式喷嘴喷雾特性研究进展 |
| 1.2 气液同轴离心式喷嘴自激振荡特性研究进展 |
| 1.2.1 液体中心型气液同轴离心式喷嘴自激振荡现象研究进展 |
| 1.2.2 气液同轴直流式喷嘴自激振荡现象研究进展 |
| 1.2.3 气体中心型气液同轴离心式喷嘴自激振荡现象研究进展 |
| 1.3 供应系统振荡对喷嘴喷雾特性影响研究进展 |
| 1.4 本文主要研究内容 |
| 第二章 试验研究方法 |
| 2.1 喷雾试验研究基础 |
| 2.1.1 喷雾试验系统 |
| 2.1.2 试验测量系统 |
| 2.1.3 流量振荡器 |
| 2.2 喷嘴参数 |
| 2.3 数据处理方法 |
| 2.3.1 喷雾锥角的获取 |
| 2.3.2 喷雾破碎长度的计算 |
| 2.3.3 喷雾振荡频率计算 |
| 2.3.4 气液速度计算 |
| 2.4 试验方案 |
| 2.4.1 稳态喷注工况对气液同轴离心式喷嘴喷雾特性影响试验方案 |
| 2.4.2 供应系统振荡对气液同轴离心式喷嘴雾化特性影响试验方案 |
| 2.5 小结 |
| 第三章 气体中心型气液同轴离心式喷嘴喷雾特性研究 |
| 3.1 喷雾形态 |
| 3.1.1 块状液膜破碎 |
| 3.1.2 气泡破碎 |
| 3.1.3 振荡破碎 |
| 3.1.4 气动破碎 |
| 3.1.5 穿孔破碎 |
| 3.1.6 破碎方式的工况范围 |
| 3.2 喷雾锥角 |
| 3.2.1 气液比对喷雾锥角的影响 |
| 3.2.2 缩进比对喷雾锥角的影响 |
| 3.3 破碎长度 |
| 3.3.1 气液比对破碎长度的影响 |
| 3.3.2 缩进比对破碎长度的影响 |
| 3.4 平均粒径 |
| 3.4.1 气液比对SMD的影响 |
| 3.4.2 缩进比对SMD的影响 |
| 3.5 小结 |
| 第四章 气体中心型气液同轴离心式喷嘴自激振荡现象研究 |
| 4.1 自激振荡现象 |
| 4.2 自激振荡频率特性 |
| 4.3 自激振荡现象机理分析 |
| 4.4 自激振荡对雾化特性的影响 |
| 4.4.1 喷雾锥角 |
| 4.4.2 平均粒径 |
| 4.5 小结 |
| 第五章 供应系统振荡对气体中心型气体同轴离心式喷嘴雾化特性影响研究 |
| 5.1 液体喷嘴单独工作时流量振荡对喷雾特性影响 |
| 5.1.1 喷雾形态 |
| 5.1.2 喷雾锥角 |
| 5.1.3 喷雾的频率响应特性 |
| 5.2 气液喷嘴同时工作时流量振荡对喷雾特性影响 |
| 5.2.1 喷雾形态 |
| 5.2.2 喷雾锥角 |
| 5.3 小结 |
| 结束语 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（9）基于瑞利准则的火箭发动机稳定性缩比方法研究（论文提纲范文）
| 0引言 |
| 1 缩比方法 |
| 1.1 缩比原理 |
| 1.2 基本假设 |
| 1.3 量纲分析 |
| 1.4 缩比尺度确定 |
| 1.5 缩比参数推算到全尺寸发动机 |
| 2 算例分析 |
| 3 结论 |
（10）直流式喷嘴开口率声学抑制能力影响（论文提纲范文）
| 1 声腔式喷嘴 |
| 2 数值过程 |
| 2.1 声学有限元方程 |
| 2.2 模型建立 |
| 2.3 吸声系数计算 |
| 3 结果和讨论 |
| 3.1 标准长度喷嘴节流孔声学影响 |
| 3.2 最佳长度喷嘴节流孔声学影响 |
| 4 结论 |
四、补燃循环火箭发动机气液同轴式喷嘴声学特性研究（论文参考文献）
- [1]气喷嘴和声腔对燃烧室声学特性的影响[J]. 曹晨,谭永华,陈建华,李龙飞. 航空动力学报, 2019(08)
- [2]大直径液氧煤油发动机燃烧室抗脉动隔板技术[J]. 曹晨,陈建华,赵剑,付平. 推进技术, 2019(02)
- [3]火箭发动机层板式喷注器关键技术研究[D]. 尹亮. 国防科技大学, 2018(01)
- [4]单喷嘴模型发动机纵向高频燃烧不稳定性实验分析[J]. 王迪,聂万胜,周思引,王海青,苏凌宇. 实验流体力学, 2018(02)
- [5]液体火箭发动机切向不稳定燃烧的旋转爆震机理研究[D]. 张海龙. 国防科技大学, 2017(02)
- [6]大直径液氧煤油发动机燃烧室抗脉动隔板技术[A]. 曹晨,陈建华,赵剑,付平. 中国航天第三专业信息网第三十八届技术交流会暨第二届空天动力联合会议论文集——液体推进技术, 2017
- [7]气液同轴式喷嘴声学特性数值研究[J]. 安红辉,聂万胜. 系统仿真学报, 2017(03)
- [8]气体中心型气液同轴离心式喷嘴动态雾化特性研究[D]. 徐顺. 国防科学技术大学, 2016(01)
- [9]基于瑞利准则的火箭发动机稳定性缩比方法研究[J]. 安红辉,聂万胜. 导弹与航天运载技术, 2016(05)
- [10]直流式喷嘴开口率声学抑制能力影响[J]. 安红辉,聂万胜. 北京航空航天大学学报, 2017(01)