一种发动机稳定性缩比方法
一种发动机稳定性缩比方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种火箭发动机的缩比方法，特别是一种发动机稳定性缩比方法。
【背景技术】
[0002] 高频不稳定燃烧是火箭发动机研制过程中的一项重要课题，会造成发动机燃烧室 内压力高频振荡和局部温度急剧升高，烧穿喷注器头部面板或燃烧室内壁，引起燃烧室爆 炸等严重后果。由于高频燃烧不稳定性产生机理及其复杂，到现在也没有很好的办法来预 防不稳定，最主要的方法还是通过试验来验证所采用的结构参数因素的稳定性裕度。
[0003] 最精确的试验莫过于全尺寸试验，即在一个和原型发动机同样大小的试验机上进 行试验，这样的试验结果固然精确可靠，但是成本高，试验周期长，另外由于燃烧室内的高 温高压环境，有些参数的获取也比较困难。所以在研制过程中一般采用缩比试验的方法，即 在按照一定准则缩小的发动机上进行试验验证，由于其尺寸小、流量小和室压低等优点，大 大降低了研制成本，缩短试验周期，是火箭发动机研制过程中普遍采用的方法。
[0004]由于高压补燃循环发动机燃烧室内燃烧过程是一个极其复杂的物理化学过程，控 制因素非常多，对全尺寸发动机完全进行相似性缩比是不可能的，有些参数甚至是相互冲 突的，所以一般是只针对某一方面进行缩比，比如性能缩比、传热缩比和稳定性缩比。即使 这样缩比也不是那么容易。因为种种原因，缩比技术的发展至今不是很成熟。本文只针对 稳定性缩比方法进行研宄。
[0005]目前主要的稳定性缩比试验方法主要分为两种：
[0006] 1.第一种是开口式燃烧室，主要是进行不同类型喷嘴稳定性边界确定，这种方法 起源于俄罗斯的液氧煤油发动机设计，后来为美国、韩国和中国所采用。而且应用范围也扩 大的不同类型推进剂和不同类型喷嘴。
[0007] 2.第二种主要针对全尺寸发动机的某一特定振荡频率研制的缩比燃烧室，这种燃 烧室针对性比较强，美国用的比较多，有脉冲发动机、二维片状发动机、楔形燃烧室等。
[0008] 上述两种缩比试验方法是人类火箭发动机发展过程中的阶段性成果，都为火箭发 动机的发展发挥了重要作用，但是也有很多不足，具体如下：
[0009] 根据相似原理要保证两个流场相似需要满足以下条件：1、几何相似。2、运动相似。 3、动力相似。通过研宄成果表明两个燃烧流场的相似的必要条件是：推进剂种类和喷前温 度相同、燃烧室几何相似和推进剂喷注速度相等。而以上两种缩比试验方法很难满足上述 条件。
[0010] 第一种开口式燃烧室，没有喷管，构型上和真实发动机有较大差别，所以严格说来 不能算是真正的发动机，其内部流场和全尺寸发动机有较大差别，更谈不上燃烧流场相似。 其主要是进行声学模拟，而稳定性受到包括声学在内的各种因素的制约。第二种针对全尺 寸发动机的某些特定振荡频率进行专门设计，考察喷嘴的频响特征，由于燃烧室几何形状 和全尺寸发动机燃烧室差别较大，也很难保证流场相似，结构也比较复杂。
[0011] 综上所述可知这两种缩比试验设计方法都不是严格意义上的相似性缩比设计，只 是针对影响稳定性的某些方面进行模拟，由于上述局限性，以上两种方法很难针对燃烧稳 定性进行整体相似性研宄。
[0012] 本发明基于瑞利准则，提出一种火箭发动机稳定性缩比设计方法。
[0013] 瑞利准则的缩比原理如下：
[0014] 高频燃烧不稳定燃烧是燃烧室内推进剂的雾化蒸发混合燃烧过程和燃烧室声学 模态之间相互作用的结果，瑞利准则认为燃烧稳定性取决于燃烧室内燃烧释放热和燃烧室 内高频声学振荡的相位差，当相位差为零时，造成燃烧室压力高频振荡和局部温度的急剧 升高，发生高频不稳定燃烧，目前这一准则得到业内的普遍认可。本文以瑞利准则作为高频 燃烧不稳定的唯一判定准则，即以燃烧室内热释放同声学振荡相位差作为唯一准则，提出 一种液体火箭发动机稳定性缩比试验设计方法。认为在两种相似燃烧流场条件下，只要相 位差相同则两种流场的稳定性相似。
[0015] 而影响相位差的主要因素有：推进剂各组分喷入燃烧室时的射流密度、喷注速度、 喷嘴内气道的出口直径、长度和气道内气体温度以及燃烧室直径和燃气温度。
【发明内容】
[0016] 本发明要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，而提供一种发动机稳定性 缩比方法，该发动机稳定性缩比方法试验简单，如流量小，室压低等，能够较好的满足两个 燃烧流场的相似条件；另外，能够真实反映全尺寸发动机燃烧稳定性试验的全部或主要控 制参数以及再现全尺寸发动机研制过程中遇到的稳定性问题。
[0017] 为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：
[0018] -种发动机稳定性缩比方法，包括以下步骤：
[0019] 第一步，确定全尺寸发动机的全局参数、几何参数、推进剂参数和喷嘴喷注参数； 其中，全局参数包括推进剂总流量、混合比、燃烧室压力和喷嘴个数；几何参数包括喷嘴内 的气道长度和气道直径，燃烧室直径、圆筒段长度和喷管收敛段长度；推进剂参数包括推进 剂种类、喷前温度和推进剂中液体组分的临界压力和临界温度；喷嘴喷注参数包括单个喷 嘴各组分的质量流量、射流密度、喷注速度和体积流量；
[0020] 第二步，根据双组元离心式喷嘴试验，确定全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧 长度，也即特征长度；
[0021] 第三步，确定缩比发动机的推进剂种类、喷前温度、混合比和缩比燃烧室压力；其 中，缩比发动机的推进剂种类、喷前温度及混合比均和全尺寸发动机相同；缩比燃烧室压力 不小于推进剂中液体组分的临界压力；
[0022] 第四步，确定缩比尺度r:采用相似法或模态法进行缩比尺度1的计算；
[0023] 第五步，燃烧流场相似性设计：缩比燃烧室的几何参数按照第四步中确定的缩比 尺度r进行几何比例地缩小；且缩比发动机中推进剂各组分的喷注速度相等；
[0024] 第六步，稳定性缩比设计：稳定性缩比设计时，在满足第五步的前提下，缩比发动 机中推进剂各组分体积流量为全尺寸发动机的1/r2倍；再按照理想气体状态方程，确定缩 比发动机的射流密度和质量流量；
[0025] 第七步，将缩比发动机的稳定性评价参数推算到全尺寸发动机：运用缩比发动机 进行稳定性评定试验，得到稳定性评价参数数据；按照缩比发动机缩比设计的逆过程，推算 出全尺寸发动机的稳定性评价参数数据。
[0026] 所述第二步中，全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度值为100-110mm。
[0027] 所述第四步中，缩比尺度r确定时，按照deh>l. 17LJI则，其中，
；当 (^>1. 17k时，采用相似法进行缩比尺度r的计算；当d&不大于1. 17倍LJ寸，采用模态法 进行缩比尺度r的计算，其中，cU为全尺寸发动机燃烧室直径；L。,为全尺寸发动机燃烧室 圆筒段长度；Le为全尺寸发动机燃烧室当量长度；L。为全尺寸发动机喷管收敛段长度。
[0028] 所述第四步中，采用相似法计算缩比尺度r时，r=L'eh/Leh;其中，L' eh为缩比发 动机燃烧室圆筒段长度，L'取全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度至全尺寸发动机 燃烧室圆筒段长度之间的任意值。
[0029] 所述第四步中，采用相似法计算缩比尺度r时，L' A取全尺寸发动机燃烧室燃气的 完全燃烧长度。
[0030] 所述第四步中，采用模态法计算缩比尺度r时，先按照(^>1. 17k原则，由d。!^确定 一个L'J直，保证dA大于1. 17倍L' 此时，L'e对应的全尺寸发动机燃烧室圆筒段长度为L'h，则缩比尺度r= 其中，L"'eh为缩比发动机燃烧室圆筒段长度；L"' eh取全 尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度至L"之间的任意值。
[0031 ] 所述第三步中，通过调整缩比燃烧室的喉部尺寸，实现缩比燃烧室压力的变化。
[0032] 本发明采用上述方法后，能够较好的满足两个燃烧流场的相似条件：首先通过选 择同全尺寸发动机同样的推进剂类型、喷前温度和喷注速度，以及燃烧室几何相似性，保证 了两个燃烧流场相似，在次基础上基于瑞利准则作为判定准则，进行相似性设计，保证了流 场相似基础上的稳定性相似。另外通过适当的选择燃烧室压力使得推进剂处于超临界状 态，（燃烧室压力变化通过燃烧室喉部尺寸变化实现，因为这种喉部变化很小，忽略对几何 相似的影响）真实再现了全尺寸发动机内部的混合流场特性。运用本发明缩比方法得到的 发动机同全尺寸发动机相比，质量流量和燃烧室压力都大为降低，且结构简单， 容易操作， 成本较低，是一种较为理想的发动机缩比试验设计方法。
【具体实施方式】
[0033] 下面以某型号高压补燃循环发动机作为较佳实施方式对本发明作进一步详细的 说明。某型号高压补燃循环发动机，也即下述的全尺寸发动机，采用气液同轴离心式喷嘴， 推进剂为液氧/煤油。
[0034] 为便于对后续实施例进行详细介绍，现对后续涉及的字母进行解释如下：
[0035] Qm。为缩比发动机单喷嘴氧气体积流量；
[0036] Qmf为缩比发动机单喷嘴气化煤油体积流量；
[0037]Pm。为缩比发动机单喷嘴氧气密度；
[0038] pm。为缩比发动机燃烧室压力；
[0039] Pa。为全尺寸发动机单喷嘴氧气射流密度；
[0040] pa。为全尺寸发动机燃烧室压力；
[0041]Pmf为缩比发动机单喷嘴气化煤油密度；
[0042] Pnif为缩比发动机燃烧室压力；
[0043]Paf为全尺寸发动机单喷嘴气化煤油密度；
[0044] paf为全尺寸发动机燃烧室压力；
[0045] na为全尺寸发动机喷嘴组分密度比；
[0046] nm为缩比发动机喷嘴组分密度比；
[0047] 。为缩比发动机单喷嘴氧气质量流量；
[0048] 为缩比发动机单喷嘴煤油质量流量；
[0049] n全尺寸发动机喷嘴个数；
[0050] 。为全尺寸发动机单喷嘴氧气质量流量；
[0051] mu/为全尺寸发动机单喷嘴煤油质量流量；
[0052]cU为全尺寸发动机燃烧室直径；
[0053] Leh为全尺寸发动机燃烧室圆筒段长度；
[0054] L'A为缩比发动机燃烧室圆筒段长度；
[0055] L"eh为模态法计算时，缩短后的全尺寸发动机燃烧室圆筒段长度；
[0056]L"'A为模态法计算时，缩比发动机燃烧室圆筒段长度；
[0057] Le为全尺寸发动机燃烧室当量长度；
[0058]L'6为模态法计算时，按照d eh>l. 17Le原贝，由deh确定的全尺寸发动机燃烧室当量 长度；
[0059]L。为全尺寸发动机喷管收敛段长度。
[0060] 某型号高压补燃循环发动机，其主要操作参数如下：
[0061] 海平面推力135t，燃烧室压力pa。（或paf)为17.72MPa，为已知，总流量为 408. 64kg/s，煤油临界压力2. 4MPa，煤油临界温度为673-703K。总混合比为2. 6。喷注面共 有331个喷嘴。
[0062] 工作时液氧少量煤油首先进入预燃室，产生的富氧高温燃气沿轴向进入喷嘴， 富氧燃气温度为657. 3K，富氧燃气密度，也即全尺寸发动机单喷嘴氧气射流密度Pa。为 103. 3kg/m3〇
[0063] 另一方面，绝大部分煤油通过燃烧室再生冷却通道后沿切向孔进入喷嘴经氧气加 热后，煤油温度升高到657. 3K;煤油密度，也即全尺寸发动机单喷嘴气化煤油密度Paf为 531kg/s。此时单个喷嘴的气氧和煤油的体积流量分别为8. 81/s和0. 4481/s。由于气液同 轴离心式喷嘴混合过程受临近喷嘴影响很小，下面计算过程中涉及喷嘴参数为针对单个喷 嘴进行计算，其他喷嘴计算过程相同，而且可以根据需要选择不同的喷嘴类型和在喷注面 分布形式。
[0064] 一种基于瑞利准则，对上述全尺寸火箭发动机进行稳定性缩比的方法，包括如下 步骤：
[0065] 第一步，确定全尺寸发动机的全局参数、几何参数、推进剂参数和喷嘴喷注参数。 其中，全局参数包括推进剂总流量、混合比、燃烧室压力和喷嘴个数；几何参数包括喷嘴内 的气道长度和气道直径，燃烧室直径、圆筒段长度和喷管收敛段长度；推进剂参数包括推进 剂种类、喷前温度和推进剂中液体组分的临界压力和临界温度；喷嘴喷注参数包括单个喷 嘴各组分的质量流量、射流密度、喷注速度和体积流量。
[0066] 气气火箭发动机和高压补燃循环液体火箭发动机，对于一种发动机来讲，上述全 局参数、几何参数、推进剂参数和喷嘴喷注参数等这些参数均是已知的。
[0067] 由上述某型号高压补燃循环发动机的主要操作参数可知：
[0068] 全局参数为：
[0069] 全尺寸发动机的推进剂总流量为408. 64kg/s、混合比2. 6、燃烧室压力pa。（或paf) 为17. 72MPa和喷嘴个数n为331。
[0070] 几何参数为：
[0071] 喷嘴内气道长度为120mm、气道直径为12mm，燃烧室直径386mm、圆筒段长度200mm 和喷管收敛段长度100mm。
[0072] 推进剂参数为：
[0073] 推进剂喷前为气氧/煤油，喷前温度分别为657. 3K和657. 3K。
[0074] 煤油临界压力为2. 4MPa，煤油临界温度为673K。
[0075] 考虑到总流量、混合比和喷嘴个数，全尺寸发动机单喷嘴氧气质量流量^^为 0. 8916kg/s;全尺寸发动机单喷嘴煤油质量流量〃u为0. 3264kg/s。
[0076] 全尺寸发动机单喷嘴氧气射流密度Pa。为103. 3kg/m3;全尺寸发动机单喷嘴气化 煤油密度Paf为728kg/m3。
[0077] 氧气/煤油喷注速度分别为77. 8m/s和15. 56m/s;气氧/煤油的体积流量分别为 8.81/s和 0? 4481/s。
[0078] 第二步，根据双组元离心式喷嘴试验，确定全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧 长度，也即特征长度。申请人经过多次反复双组元离心式喷嘴实验验证，总结得出，推进剂 燃烧过程基本均在l〇〇-ll〇mm的燃烧室长度内就能够结束，也即全尺寸发动机燃烧室燃气 的完全燃烧长度为l〇〇-ll〇mm，这里取100mm。对于其他喷嘴类型需要根据实际确定燃烧长 度。
[0079] 第三步，确定缩比发动机的推进剂种类、喷前温度、混合比和缩比燃烧室压力；其 中，缩比发动机的推进剂种类、喷前温度及混合比均和全尺寸发动机相同；缩比燃烧室压力 不小于推进剂中液体组分的临界压力。
[0080] 在这里，缩比发动机推进剂选择气氧/煤油，喷前温度均为657. 3K，混合比为2. 6， 缩比燃烧室压力取略高于煤油临界压力2. 5MPa。
[0081] 因为本文的相似性是基于气气混合的，当一种液态物质温度和压力分别达到超临 界状态时，液体物质会以一种浓密气体的形式存在，煤油临界压力2. 4MPa，这里取稍大一点 2. 5MPa，就是为了使煤油完全处于超临界状态，即浓密气体状态，实际发动机中煤油就是处 于超临界状态，所以这样也更接近于实际条件。本发明在液体进入喷嘴前是液体状态，在经 过喷嘴雾化过程中，逐渐变为超临界的浓密气体状态，从喷嘴喷出时，就完全处于超临界气 体状态。
[0082] 第四步，确定缩比尺度r:采用相似法或模态法进行缩比尺度r的计算。
[0083] 缩比尺度r确定时，按照deh> 1. 171^原则，其中，
；当deh> 1. 17Le时， 采用相似法进行缩比尺度r的计算；当cU不大于1. 17倍1^时，采用模态法进行缩比尺度r的计算，其中，deh为全尺寸发动机燃烧室直径；Leh为全尺寸发动机燃烧室圆筒段长度；Le 为全尺寸发动机燃烧室当量长度；L。为全尺寸发动机喷管收敛段长度。
[0084] 1.相似法
[0085] 采用相似法计算缩比尺度r时，r=L'i/Lw其中，L' A为缩比发动机燃烧室圆筒 段长度，L'取全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度至全尺寸发动机燃烧室圆筒段长 度之间的任意值，L'。,优选取全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度。
[0086] 在本实例中，全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度L'eh取100mm，而Lch为 200mm，故r= 100/200 = 0? 5 〇
[0087] 2.模态法
[0088] 燃烧流场相似性分析中不包括对燃烧室长度的限制，即燃烧室长度对燃烧流场相 似性没有影响。但是燃烧室长度对稳定性相似影响很大，燃烧室长度选择需要保证缩比燃 烧室一阶切向振荡频率f1T小于其一阶纵向振荡频率fu即fT<f\。
[0089] 根据发动机声学模态计算公式，
[0090] fT<f\的前提是满足cUM. 17Le，其中
。 。根据前面确定的完全燃烧长 度确定燃烧室直径，进而确定缩比尺度r。
[0091] 流速公式
[0092] 因为一般的发动机不稳定都是一阶切向破坏，所以缩比发动机要保证能够一阶切 向的首先激发，在cU>l. 17Le时，一阶切向频率小于一阶纵向频率，能够保证一阶切向的首 先激发。如果cU小于等于1. 17倍L造成一阶纵向频率小于一阶切向频率，会使得一阶纵 向模态首先激发，这不符合试验研宄的要求。
[0093] 采用模态法计算缩比尺度r时，需先按照deh>l. 17Le原则，由deh确定一个L' 6值， 保证cU大于1. 17倍L' 此时，L'e对应的全尺寸发动机燃烧室圆筒段长度为L" ~则缩比 尺度r=L"'。h/L。h;其中，L"'。h为缩比发动机燃烧室圆筒段长度；L"'。h取全尺寸发动机燃 烧室燃气的完全燃烧长度至L'h之间的任意值。
[0094] 第五步，燃烧流场相似性设计：缩比燃烧室的几何参数按照第四步中确定的缩比 尺度r= 0. 5进行几何比例地缩小；且缩比发动机中推进剂各组分的喷注速度相等。
[0095] 缩比燃烧室的几何参数缩小后，具体如下：
[0096] 缩比燃烧室直径为193mm，圆筒段和喷管收敛段长度分别为100mm和50mm;喷嘴直 径为6_，气道长度为60_，其他尺寸也同比缩小。
[0097] 第六步，稳定性缩比设计：稳定性缩比设计时，在满足第五步的前提下，缩比发动 机中推进剂各组分体积流量为全尺寸发动机的1/r2倍，即为1/4 ;再按照理想气体状态方 程，确定缩比发动机的射流密度和质量流量。
[0098] 具体如下：
[0099] 按照缩比尺度0. 5,单个喷嘴氧气/煤油体积流量为全尺寸的0. 25倍，分别为Qm。 =2. 21/s和心=0? 1121/s。
[0100] 由理想气体状态方程p=PRT得，在温度不变时压力和密度成正比例关系，缩比 燃烧室压力pm。（或pmf)选择2. 5MPa。
[0103] 实际密度比
[0104] 缩比发动机密度比
可见密度比和原来相等。
[0105] 推进剂各组分喷注速度不变，体积流量为实际的四分之一，氧/煤油体积流量分 别为Q"= 2.21/s和、￡= 0? 1121/s。
[0106] mmo=pmoQmo= 14. 574g/l2. 21/s= 32. 06g/s
[0107] mmf=pmfQmf= 74. 92g/l0. 1121/s= 8. 39g/s
[0108] 综上所述，按照缩比尺度0. 5进行设计的缩比发动机，燃烧室直径为193mm，圆筒 段和喷管收敛段长度分别为100mm和50mm;喷嘴直径为6mm，气道长度为60mm;混合比为 2. 6,燃烧室压力为2. 5MPa。单个喷嘴氧/煤油质量流量分别为32. 06g/s和8. 39g/s;射流 密度分别为14. 574kg/m3和74. 92kg/m3;氧气/煤油喷注速度分别为77. 8m/s和15. 56m/s; 体积流量分别为Qm()= 2. 21/s和0. 1121/s。
[0109] 第七步，将缩比发动机的稳定性评价参数推算到全尺寸发动机：运用缩比发动机 进行稳定性评定试验，得到稳定性评价参数数据；按照缩比发动机缩比设计的逆过程，推算 出全尺寸发动机的稳定性评价参数数据。
[0110] 具体如下：
[0111] 在喷嘴入口密度已知条件下，氧流量为ma()=npa。Qm。r2
[0112] 燃料流量为maf=npafQmfr2
[0113] 总流量为m=mao+maf =npa。Q-r2+npafr2
[0114] 混合比为
[0115] 将使用一般稳定性判定方法得到的缩比发动机各影响参数范围推算到全尺寸发 动机就可以得到全尺寸发动机稳定性区域。
[0116] 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。
【主权项】
1. 一种发动机稳定性缩比方法，其特征在于：包括以下步骤： 第一步，确定全尺寸发动机的全局参数、几何参数、推进剂参数和喷嘴喷注参数；其中， 全局参数包括推进剂总流量、混合比、燃烧室压力和喷嘴个数；几何参数包括喷嘴内的气道 长度和气道直径，燃烧室直径、圆筒段长度和喷管收敛段长度；推进剂参数包括推进剂种 类、喷前温度和推进剂中液体组分的临界压力和临界温度；喷嘴喷注参数包括单个喷嘴各 组分的质量流量、射流密度、喷注速度和体积流量； 第二步，根据双组元离心式喷嘴试验，确定全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长 度； 第三步，确定缩比发动机的推进剂种类、喷前温度、混合比和缩比燃烧室压力；其中，缩 比发动机的推进剂种类、喷前温度及混合比均和全尺寸发动机相同；缩比燃烧室压力不小 于推进剂中液体组分的临界压力； 第四步，确定缩比尺度r :采用相似法或模态法进行缩比尺度r的计算； 第五步，燃烧流场相似性设计：缩比燃烧室的几何参数按照第四步中确定的缩比尺度 r进行几何比例地缩小；且缩比发动机中推进剂各组分的喷注速度相等； 第六步，稳定性缩比设计：稳定性缩比设计时，在满足第五步的前提下，缩比发动机中 推进剂各组分体积流量为全尺寸发动机的Ι/r2倍；再按照理想气体状态方程，确定缩比发 动机的射流密度和质量流量； 第七步，将缩比发动机的稳定性评价参数推算到全尺寸发动机：运用缩比发动机进行 稳定性评定试验，得到稳定性评价参数数据；按照缩比发动机缩比设计的逆过程，推算出全 尺寸发动机的稳定性评价参数数据。2. 根据权利要求1所述的发动机稳定性缩比方法，其特征在于：所述第二步中，全尺寸 发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度值为100-1 l〇mm。3. 根据权利要求1所述的发动机稳定性缩比方法，其特征在于：所述第四步中，缩比尺 度r确定时，按照cUM. 17LJI则，其中，：当cU>l. 17Le时，采用相似法进行缩 比尺度r的计算；当(Idl彡I. 17L J寸，采用模态法进行缩比尺度r的计算，其中，d Α为全尺 寸发动机燃烧室直径；Leh为全尺寸发动机燃烧室圆筒段长度；Le为全尺寸发动机燃烧室当 量长度；L。为全尺寸发动机喷管收敛段长度。4. 根据权利要求3所述的发动机稳定性缩比方法，其特征在于：所述第四步中，采用相 似法计算缩比尺度r时，r = LVLdl;其中，L' ?为缩比发动机燃烧室圆筒段长度，L' ?取全 尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度至全尺寸发动机燃烧室圆筒段长度之间的任意值。5. 根据权利要求4所述的发动机稳定性缩比方法，其特征在于：所述第四步中，采用相 似法计算缩比尺度r时，L' ?取全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度。6. 根据权利要求3所述的发动机稳定性缩比方法，其特征在于：所述第四步中，采用模 态法计算缩比尺度r时，先按照17Le原则，由d ?确定一个L' 6值，保证d ?大于1. 17 倍L'此时，L'e对应的全尺寸发动机燃烧室圆筒段长度为L" ^则缩比尺度r = L"'?/Ι^; 其中，L"'。,为缩比发动机燃烧室圆筒段长度；L"'取全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃 烧长度至L'h之间的任意值。7. 根据权利要求1所述的发动机稳定性缩比方法，其特征在于：所述第三步中，通过调 整缩比燃烧室的喉部尺寸，实现缩比燃烧室压力的变化。
【专利摘要】本发明公开了一种发动机稳定性缩比方法，包括确定全尺寸发动机的全局参数、几何参数、推进剂参数和喷嘴喷注参数；确定全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度；确定缩比发动机的推进剂种类、喷前温度、混合比和缩比燃烧室压力；确定缩比尺度r；燃烧流场相似性设计；稳定性缩比设计步骤以及将缩比发动机的稳定性评价参数推算到全尺寸发动机等步骤。采用上述方法后，能够较好的满足两个燃烧流场的相似条件。通过适当的选择燃烧室压力使得液体推进剂处于超临界状态，真实再现了全尺寸发动机内部的混合流场特性。同全尺寸发动机相比，质量流量和燃烧室压力都大为降低，且结构简单，容易操作，成本较低。
【IPC分类】G01M15/14
【公开号】CN104897407
【申请号】CN201510345353
【发明人】聂万胜, 安红辉, 丰松江, 苏凌宇, 乔野
【申请人】中国人民解放军装备学院
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年6月19日
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种火箭发动机的缩比方法，特别是一种发动机稳定性缩比方法。
【背景技术】
[0002] 高频不稳定燃烧是火箭发动机研制过程中的一项重要课题，会造成发动机燃烧室 内压力高频振荡和局部温度急剧升高，烧穿喷注器头部面板或燃烧室内壁，引起燃烧室爆 炸等严重后果。由于高频燃烧不稳定性产生机理及其复杂，到现在也没有很好的办法来预 防不稳定，最主要的方法还是通过试验来验证所采用的结构参数因素的稳定性裕度。
[0003] 最精确的试验莫过于全尺寸试验，即在一个和原型发动机同样大小的试验机上进 行试验，这样的试验结果固然精确可靠，但是成本高，试验周期长，另外由于燃烧室内的高 温高压环境，有些参数的获取也比较困难。所以在研制过程中一般采用缩比试验的方法，即 在按照一定准则缩小的发动机上进行试验验证，由于其尺寸小、流量小和室压低等优点，大 大降低了研制成本，缩短试验周期，是火箭发动机研制过程中普遍采用的方法。
[0004]由于高压补燃循环发动机燃烧室内燃烧过程是一个极其复杂的物理化学过程，控 制因素非常多，对全尺寸发动机完全进行相似性缩比是不可能的，有些参数甚至是相互冲 突的，所以一般是只针对某一方面进行缩比，比如性能缩比、传热缩比和稳定性缩比。即使 这样缩比也不是那么容易。因为种种原因，缩比技术的发展至今不是很成熟。本文只针对 稳定性缩比方法进行研宄。
[0005]目前主要的稳定性缩比试验方法主要分为两种：
[0006] 1.第一种是开口式燃烧室，主要是进行不同类型喷嘴稳定性边界确定，这种方法 起源于俄罗斯的液氧煤油发动机设计，后来为美国、韩国和中国所采用。而且应用范围也扩 大的不同类型推进剂和不同类型喷嘴。
[0007] 2.第二种主要针对全尺寸发动机的某一特定振荡频率研制的缩比燃烧室，这种燃 烧室针对性比较强，美国用的比较多，有脉冲发动机、二维片状发动机、楔形燃烧室等。
[0008] 上述两种缩比试验方法是人类火箭发动机发展过程中的阶段性成果，都为火箭发 动机的发展发挥了重要作用，但是也有很多不足，具体如下：
[0009] 根据相似原理要保证两个流场相似需要满足以下条件：1、几何相似。2、运动相似。 3、动力相似。通过研宄成果表明两个燃烧流场的相似的必要条件是：推进剂种类和喷前温 度相同、燃烧室几何相似和推进剂喷注速度相等。而以上两种缩比试验方法很难满足上述 条件。
[0010] 第一种开口式燃烧室，没有喷管，构型上和真实发动机有较大差别，所以严格说来 不能算是真正的发动机，其内部流场和全尺寸发动机有较大差别，更谈不上燃烧流场相似。 其主要是进行声学模拟，而稳定性受到包括声学在内的各种因素的制约。第二种针对全尺 寸发动机的某些特定振荡频率进行专门设计，考察喷嘴的频响特征，由于燃烧室几何形状 和全尺寸发动机燃烧室差别较大，也很难保证流场相似，结构也比较复杂。
[0011] 综上所述可知这两种缩比试验设计方法都不是严格意义上的相似性缩比设计，只 是针对影响稳定性的某些方面进行模拟，由于上述局限性，以上两种方法很难针对燃烧稳 定性进行整体相似性研宄。
[0012] 本发明基于瑞利准则，提出一种火箭发动机稳定性缩比设计方法。
[0013] 瑞利准则的缩比原理如下：
[0014] 高频燃烧不稳定燃烧是燃烧室内推进剂的雾化蒸发混合燃烧过程和燃烧室声学 模态之间相互作用的结果，瑞利准则认为燃烧稳定性取决于燃烧室内燃烧释放热和燃烧室 内高频声学振荡的相位差，当相位差为零时，造成燃烧室压力高频振荡和局部温度的急剧 升高，发生高频不稳定燃烧，目前这一准则得到业内的普遍认可。本文以瑞利准则作为高频 燃烧不稳定的唯一判定准则，即以燃烧室内热释放同声学振荡相位差作为唯一准则，提出 一种液体火箭发动机稳定性缩比试验设计方法。认为在两种相似燃烧流场条件下，只要相 位差相同则两种流场的稳定性相似。
[0015] 而影响相位差的主要因素有：推进剂各组分喷入燃烧室时的射流密度、喷注速度、 喷嘴内气道的出口直径、长度和气道内气体温度以及燃烧室直径和燃气温度。
【发明内容】
[0016] 本发明要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，而提供一种发动机稳定性 缩比方法，该发动机稳定性缩比方法试验简单，如流量小，室压低等，能够较好的满足两个 燃烧流场的相似条件；另外，能够真实反映全尺寸发动机燃烧稳定性试验的全部或主要控 制参数以及再现全尺寸发动机研制过程中遇到的稳定性问题。
[0017] 为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：
[0018] -种发动机稳定性缩比方法，包括以下步骤：
[0019] 第一步，确定全尺寸发动机的全局参数、几何参数、推进剂参数和喷嘴喷注参数； 其中，全局参数包括推进剂总流量、混合比、燃烧室压力和喷嘴个数；几何参数包括喷嘴内 的气道长度和气道直径，燃烧室直径、圆筒段长度和喷管收敛段长度；推进剂参数包括推进 剂种类、喷前温度和推进剂中液体组分的临界压力和临界温度；喷嘴喷注参数包括单个喷 嘴各组分的质量流量、射流密度、喷注速度和体积流量；
[0020] 第二步，根据双组元离心式喷嘴试验，确定全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧 长度，也即特征长度；
[0021] 第三步，确定缩比发动机的推进剂种类、喷前温度、混合比和缩比燃烧室压力；其 中，缩比发动机的推进剂种类、喷前温度及混合比均和全尺寸发动机相同；缩比燃烧室压力 不小于推进剂中液体组分的临界压力；
[0022] 第四步，确定缩比尺度r:采用相似法或模态法进行缩比尺度1的计算；
[0023] 第五步，燃烧流场相似性设计：缩比燃烧室的几何参数按照第四步中确定的缩比 尺度r进行几何比例地缩小；且缩比发动机中推进剂各组分的喷注速度相等；
[0024] 第六步，稳定性缩比设计：稳定性缩比设计时，在满足第五步的前提下，缩比发动 机中推进剂各组分体积流量为全尺寸发动机的1/r2倍；再按照理想气体状态方程，确定缩 比发动机的射流密度和质量流量；
[0025] 第七步，将缩比发动机的稳定性评价参数推算到全尺寸发动机：运用缩比发动机 进行稳定性评定试验，得到稳定性评价参数数据；按照缩比发动机缩比设计的逆过程，推算 出全尺寸发动机的稳定性评价参数数据。
[0026] 所述第二步中，全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度值为100-110mm。
[0027] 所述第四步中，缩比尺度r确定时，按照deh>l. 17LJI则，其中，
；当 (^>1. 17k时，采用相似法进行缩比尺度r的计算；当d&不大于1. 17倍LJ寸，采用模态法 进行缩比尺度r的计算，其中，cU为全尺寸发动机燃烧室直径；L。,为全尺寸发动机燃烧室 圆筒段长度；Le为全尺寸发动机燃烧室当量长度；L。为全尺寸发动机喷管收敛段长度。
[0028] 所述第四步中，采用相似法计算缩比尺度r时，r=L'eh/Leh;其中，L' eh为缩比发 动机燃烧室圆筒段长度，L'取全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度至全尺寸发动机 燃烧室圆筒段长度之间的任意值。
[0029] 所述第四步中，采用相似法计算缩比尺度r时，L' A取全尺寸发动机燃烧室燃气的 完全燃烧长度。
[0030] 所述第四步中，采用模态法计算缩比尺度r时，先按照(^>1. 17k原则，由d。!^确定 一个L'J直，保证dA大于1. 17倍L' 此时，L'e对应的全尺寸发动机燃烧室圆筒段长度为L'h，则缩比尺度r= 其中，L"'eh为缩比发动机燃烧室圆筒段长度；L"' eh取全 尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度至L"之间的任意值。
[0031 ] 所述第三步中，通过调整缩比燃烧室的喉部尺寸，实现缩比燃烧室压力的变化。
[0032] 本发明采用上述方法后，能够较好的满足两个燃烧流场的相似条件：首先通过选 择同全尺寸发动机同样的推进剂类型、喷前温度和喷注速度，以及燃烧室几何相似性，保证 了两个燃烧流场相似，在次基础上基于瑞利准则作为判定准则，进行相似性设计，保证了流 场相似基础上的稳定性相似。另外通过适当的选择燃烧室压力使得推进剂处于超临界状 态，（燃烧室压力变化通过燃烧室喉部尺寸变化实现，因为这种喉部变化很小，忽略对几何 相似的影响）真实再现了全尺寸发动机内部的混合流场特性。运用本发明缩比方法得到的 发动机同全尺寸发动机相比，质量流量和燃烧室压力都大为降低，且结构简单， 容易操作， 成本较低，是一种较为理想的发动机缩比试验设计方法。
【具体实施方式】
[0033] 下面以某型号高压补燃循环发动机作为较佳实施方式对本发明作进一步详细的 说明。某型号高压补燃循环发动机，也即下述的全尺寸发动机，采用气液同轴离心式喷嘴， 推进剂为液氧/煤油。
[0034] 为便于对后续实施例进行详细介绍，现对后续涉及的字母进行解释如下：
[0035] Qm。为缩比发动机单喷嘴氧气体积流量；
[0036] Qmf为缩比发动机单喷嘴气化煤油体积流量；
[0037]Pm。为缩比发动机单喷嘴氧气密度；
[0038] pm。为缩比发动机燃烧室压力；
[0039] Pa。为全尺寸发动机单喷嘴氧气射流密度；
[0040] pa。为全尺寸发动机燃烧室压力；
[0041]Pmf为缩比发动机单喷嘴气化煤油密度；
[0042] Pnif为缩比发动机燃烧室压力；
[0043]Paf为全尺寸发动机单喷嘴气化煤油密度；
[0044] paf为全尺寸发动机燃烧室压力；
[0045] na为全尺寸发动机喷嘴组分密度比；
[0046] nm为缩比发动机喷嘴组分密度比；
[0047] 。为缩比发动机单喷嘴氧气质量流量；
[0048] 为缩比发动机单喷嘴煤油质量流量；
[0049] n全尺寸发动机喷嘴个数；
[0050] 。为全尺寸发动机单喷嘴氧气质量流量；
[0051] mu/为全尺寸发动机单喷嘴煤油质量流量；
[0052]cU为全尺寸发动机燃烧室直径；
[0053] Leh为全尺寸发动机燃烧室圆筒段长度；
[0054] L'A为缩比发动机燃烧室圆筒段长度；
[0055] L"eh为模态法计算时，缩短后的全尺寸发动机燃烧室圆筒段长度；
[0056]L"'A为模态法计算时，缩比发动机燃烧室圆筒段长度；
[0057] Le为全尺寸发动机燃烧室当量长度；
[0058]L'6为模态法计算时，按照d eh>l. 17Le原贝，由deh确定的全尺寸发动机燃烧室当量 长度；
[0059]L。为全尺寸发动机喷管收敛段长度。
[0060] 某型号高压补燃循环发动机，其主要操作参数如下：
[0061] 海平面推力135t，燃烧室压力pa。（或paf)为17.72MPa，为已知，总流量为 408. 64kg/s，煤油临界压力2. 4MPa，煤油临界温度为673-703K。总混合比为2. 6。喷注面共 有331个喷嘴。
[0062] 工作时液氧少量煤油首先进入预燃室，产生的富氧高温燃气沿轴向进入喷嘴， 富氧燃气温度为657. 3K，富氧燃气密度，也即全尺寸发动机单喷嘴氧气射流密度Pa。为 103. 3kg/m3〇
[0063] 另一方面，绝大部分煤油通过燃烧室再生冷却通道后沿切向孔进入喷嘴经氧气加 热后，煤油温度升高到657. 3K;煤油密度，也即全尺寸发动机单喷嘴气化煤油密度Paf为 531kg/s。此时单个喷嘴的气氧和煤油的体积流量分别为8. 81/s和0. 4481/s。由于气液同 轴离心式喷嘴混合过程受临近喷嘴影响很小，下面计算过程中涉及喷嘴参数为针对单个喷 嘴进行计算，其他喷嘴计算过程相同，而且可以根据需要选择不同的喷嘴类型和在喷注面 分布形式。
[0064] 一种基于瑞利准则，对上述全尺寸火箭发动机进行稳定性缩比的方法，包括如下 步骤：
[0065] 第一步，确定全尺寸发动机的全局参数、几何参数、推进剂参数和喷嘴喷注参数。 其中，全局参数包括推进剂总流量、混合比、燃烧室压力和喷嘴个数；几何参数包括喷嘴内 的气道长度和气道直径，燃烧室直径、圆筒段长度和喷管收敛段长度；推进剂参数包括推进 剂种类、喷前温度和推进剂中液体组分的临界压力和临界温度；喷嘴喷注参数包括单个喷 嘴各组分的质量流量、射流密度、喷注速度和体积流量。
[0066] 气气火箭发动机和高压补燃循环液体火箭发动机，对于一种发动机来讲，上述全 局参数、几何参数、推进剂参数和喷嘴喷注参数等这些参数均是已知的。
[0067] 由上述某型号高压补燃循环发动机的主要操作参数可知：
[0068] 全局参数为：
[0069] 全尺寸发动机的推进剂总流量为408. 64kg/s、混合比2. 6、燃烧室压力pa。（或paf) 为17. 72MPa和喷嘴个数n为331。
[0070] 几何参数为：
[0071] 喷嘴内气道长度为120mm、气道直径为12mm，燃烧室直径386mm、圆筒段长度200mm 和喷管收敛段长度100mm。
[0072] 推进剂参数为：
[0073] 推进剂喷前为气氧/煤油，喷前温度分别为657. 3K和657. 3K。
[0074] 煤油临界压力为2. 4MPa，煤油临界温度为673K。
[0075] 考虑到总流量、混合比和喷嘴个数，全尺寸发动机单喷嘴氧气质量流量^^为 0. 8916kg/s;全尺寸发动机单喷嘴煤油质量流量〃u为0. 3264kg/s。
[0076] 全尺寸发动机单喷嘴氧气射流密度Pa。为103. 3kg/m3;全尺寸发动机单喷嘴气化 煤油密度Paf为728kg/m3。
[0077] 氧气/煤油喷注速度分别为77. 8m/s和15. 56m/s;气氧/煤油的体积流量分别为 8.81/s和 0? 4481/s。
[0078] 第二步，根据双组元离心式喷嘴试验，确定全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧 长度，也即特征长度。申请人经过多次反复双组元离心式喷嘴实验验证，总结得出，推进剂 燃烧过程基本均在l〇〇-ll〇mm的燃烧室长度内就能够结束，也即全尺寸发动机燃烧室燃气 的完全燃烧长度为l〇〇-ll〇mm，这里取100mm。对于其他喷嘴类型需要根据实际确定燃烧长 度。
[0079] 第三步，确定缩比发动机的推进剂种类、喷前温度、混合比和缩比燃烧室压力；其 中，缩比发动机的推进剂种类、喷前温度及混合比均和全尺寸发动机相同；缩比燃烧室压力 不小于推进剂中液体组分的临界压力。
[0080] 在这里，缩比发动机推进剂选择气氧/煤油，喷前温度均为657. 3K，混合比为2. 6， 缩比燃烧室压力取略高于煤油临界压力2. 5MPa。
[0081] 因为本文的相似性是基于气气混合的，当一种液态物质温度和压力分别达到超临 界状态时，液体物质会以一种浓密气体的形式存在，煤油临界压力2. 4MPa，这里取稍大一点 2. 5MPa，就是为了使煤油完全处于超临界状态，即浓密气体状态，实际发动机中煤油就是处 于超临界状态，所以这样也更接近于实际条件。本发明在液体进入喷嘴前是液体状态，在经 过喷嘴雾化过程中，逐渐变为超临界的浓密气体状态，从喷嘴喷出时，就完全处于超临界气 体状态。
[0082] 第四步，确定缩比尺度r:采用相似法或模态法进行缩比尺度r的计算。
[0083] 缩比尺度r确定时，按照deh> 1. 171^原则，其中，
；当deh> 1. 17Le时， 采用相似法进行缩比尺度r的计算；当cU不大于1. 17倍1^时，采用模态法进行缩比尺度r的计算，其中，deh为全尺寸发动机燃烧室直径；Leh为全尺寸发动机燃烧室圆筒段长度；Le 为全尺寸发动机燃烧室当量长度；L。为全尺寸发动机喷管收敛段长度。
[0084] 1.相似法
[0085] 采用相似法计算缩比尺度r时，r=L'i/Lw其中，L' A为缩比发动机燃烧室圆筒 段长度，L'取全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度至全尺寸发动机燃烧室圆筒段长 度之间的任意值，L'。,优选取全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度。
[0086] 在本实例中，全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度L'eh取100mm，而Lch为 200mm，故r= 100/200 = 0? 5 〇
[0087] 2.模态法
[0088] 燃烧流场相似性分析中不包括对燃烧室长度的限制，即燃烧室长度对燃烧流场相 似性没有影响。但是燃烧室长度对稳定性相似影响很大，燃烧室长度选择需要保证缩比燃 烧室一阶切向振荡频率f1T小于其一阶纵向振荡频率fu即fT<f\。
[0089] 根据发动机声学模态计算公式，
[0090] fT<f\的前提是满足cUM. 17Le，其中
。 。根据前面确定的完全燃烧长 度确定燃烧室直径，进而确定缩比尺度r。
[0091] 流速公式
[0092] 因为一般的发动机不稳定都是一阶切向破坏，所以缩比发动机要保证能够一阶切 向的首先激发，在cU>l. 17Le时，一阶切向频率小于一阶纵向频率，能够保证一阶切向的首 先激发。如果cU小于等于1. 17倍L造成一阶纵向频率小于一阶切向频率，会使得一阶纵 向模态首先激发，这不符合试验研宄的要求。
[0093] 采用模态法计算缩比尺度r时，需先按照deh>l. 17Le原则，由deh确定一个L' 6值， 保证cU大于1. 17倍L' 此时，L'e对应的全尺寸发动机燃烧室圆筒段长度为L" ~则缩比 尺度r=L"'。h/L。h;其中，L"'。h为缩比发动机燃烧室圆筒段长度；L"'。h取全尺寸发动机燃 烧室燃气的完全燃烧长度至L'h之间的任意值。
[0094] 第五步，燃烧流场相似性设计：缩比燃烧室的几何参数按照第四步中确定的缩比 尺度r= 0. 5进行几何比例地缩小；且缩比发动机中推进剂各组分的喷注速度相等。
[0095] 缩比燃烧室的几何参数缩小后，具体如下：
[0096] 缩比燃烧室直径为193mm，圆筒段和喷管收敛段长度分别为100mm和50mm;喷嘴直 径为6_，气道长度为60_，其他尺寸也同比缩小。
[0097] 第六步，稳定性缩比设计：稳定性缩比设计时，在满足第五步的前提下，缩比发动 机中推进剂各组分体积流量为全尺寸发动机的1/r2倍，即为1/4 ;再按照理想气体状态方 程，确定缩比发动机的射流密度和质量流量。
[0098] 具体如下：
[0099] 按照缩比尺度0. 5,单个喷嘴氧气/煤油体积流量为全尺寸的0. 25倍，分别为Qm。 =2. 21/s和心=0? 1121/s。
[0100] 由理想气体状态方程p=PRT得，在温度不变时压力和密度成正比例关系，缩比 燃烧室压力pm。（或pmf)选择2. 5MPa。
[0103] 实际密度比
[0104] 缩比发动机密度比
可见密度比和原来相等。
[0105] 推进剂各组分喷注速度不变，体积流量为实际的四分之一，氧/煤油体积流量分 别为Q"= 2.21/s和、￡= 0? 1121/s。
[0106] mmo=pmoQmo= 14. 574g/l2. 21/s= 32. 06g/s
[0107] mmf=pmfQmf= 74. 92g/l0. 1121/s= 8. 39g/s
[0108] 综上所述，按照缩比尺度0. 5进行设计的缩比发动机，燃烧室直径为193mm，圆筒 段和喷管收敛段长度分别为100mm和50mm;喷嘴直径为6mm，气道长度为60mm;混合比为 2. 6,燃烧室压力为2. 5MPa。单个喷嘴氧/煤油质量流量分别为32. 06g/s和8. 39g/s;射流 密度分别为14. 574kg/m3和74. 92kg/m3;氧气/煤油喷注速度分别为77. 8m/s和15. 56m/s; 体积流量分别为Qm()= 2. 21/s和0. 1121/s。
[0109] 第七步，将缩比发动机的稳定性评价参数推算到全尺寸发动机：运用缩比发动机 进行稳定性评定试验，得到稳定性评价参数数据；按照缩比发动机缩比设计的逆过程，推算 出全尺寸发动机的稳定性评价参数数据。
[0110] 具体如下：
[0111] 在喷嘴入口密度已知条件下，氧流量为ma()=npa。Qm。r2
[0112] 燃料流量为maf=npafQmfr2
[0113] 总流量为m=mao+maf =npa。Q-r2+npafr2
[0114] 混合比为
[0115] 将使用一般稳定性判定方法得到的缩比发动机各影响参数范围推算到全尺寸发 动机就可以得到全尺寸发动机稳定性区域。
[0116] 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。
【主权项】
1. 一种发动机稳定性缩比方法，其特征在于：包括以下步骤： 第一步，确定全尺寸发动机的全局参数、几何参数、推进剂参数和喷嘴喷注参数；其中， 全局参数包括推进剂总流量、混合比、燃烧室压力和喷嘴个数；几何参数包括喷嘴内的气道 长度和气道直径，燃烧室直径、圆筒段长度和喷管收敛段长度；推进剂参数包括推进剂种 类、喷前温度和推进剂中液体组分的临界压力和临界温度；喷嘴喷注参数包括单个喷嘴各 组分的质量流量、射流密度、喷注速度和体积流量； 第二步，根据双组元离心式喷嘴试验，确定全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长 度； 第三步，确定缩比发动机的推进剂种类、喷前温度、混合比和缩比燃烧室压力；其中，缩 比发动机的推进剂种类、喷前温度及混合比均和全尺寸发动机相同；缩比燃烧室压力不小 于推进剂中液体组分的临界压力； 第四步，确定缩比尺度r :采用相似法或模态法进行缩比尺度r的计算； 第五步，燃烧流场相似性设计：缩比燃烧室的几何参数按照第四步中确定的缩比尺度 r进行几何比例地缩小；且缩比发动机中推进剂各组分的喷注速度相等； 第六步，稳定性缩比设计：稳定性缩比设计时，在满足第五步的前提下，缩比发动机中 推进剂各组分体积流量为全尺寸发动机的Ι/r2倍；再按照理想气体状态方程，确定缩比发 动机的射流密度和质量流量； 第七步，将缩比发动机的稳定性评价参数推算到全尺寸发动机：运用缩比发动机进行 稳定性评定试验，得到稳定性评价参数数据；按照缩比发动机缩比设计的逆过程，推算出全 尺寸发动机的稳定性评价参数数据。2. 根据权利要求1所述的发动机稳定性缩比方法，其特征在于：所述第二步中，全尺寸 发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度值为100-1 l〇mm。3. 根据权利要求1所述的发动机稳定性缩比方法，其特征在于：所述第四步中，缩比尺 度r确定时，按照cUM. 17LJI则，其中，：当cU>l. 17Le时，采用相似法进行缩 比尺度r的计算；当(Idl彡I. 17L J寸，采用模态法进行缩比尺度r的计算，其中，d Α为全尺 寸发动机燃烧室直径；Leh为全尺寸发动机燃烧室圆筒段长度；Le为全尺寸发动机燃烧室当 量长度；L。为全尺寸发动机喷管收敛段长度。4. 根据权利要求3所述的发动机稳定性缩比方法，其特征在于：所述第四步中，采用相 似法计算缩比尺度r时，r = LVLdl;其中，L' ?为缩比发动机燃烧室圆筒段长度，L' ?取全 尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度至全尺寸发动机燃烧室圆筒段长度之间的任意值。5. 根据权利要求4所述的发动机稳定性缩比方法，其特征在于：所述第四步中，采用相 似法计算缩比尺度r时，L' ?取全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度。6. 根据权利要求3所述的发动机稳定性缩比方法，其特征在于：所述第四步中，采用模 态法计算缩比尺度r时，先按照17Le原则，由d ?确定一个L' 6值，保证d ?大于1. 17 倍L'此时，L'e对应的全尺寸发动机燃烧室圆筒段长度为L" ^则缩比尺度r = L"'?/Ι^; 其中，L"'。,为缩比发动机燃烧室圆筒段长度；L"'取全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃 烧长度至L'h之间的任意值。7. 根据权利要求1所述的发动机稳定性缩比方法，其特征在于：所述第三步中，通过调 整缩比燃烧室的喉部尺寸，实现缩比燃烧室压力的变化。
【专利摘要】本发明公开了一种发动机稳定性缩比方法，包括确定全尺寸发动机的全局参数、几何参数、推进剂参数和喷嘴喷注参数；确定全尺寸发动机燃烧室燃气的完全燃烧长度；确定缩比发动机的推进剂种类、喷前温度、混合比和缩比燃烧室压力；确定缩比尺度r；燃烧流场相似性设计；稳定性缩比设计步骤以及将缩比发动机的稳定性评价参数推算到全尺寸发动机等步骤。采用上述方法后，能够较好的满足两个燃烧流场的相似条件。通过适当的选择燃烧室压力使得液体推进剂处于超临界状态，真实再现了全尺寸发动机内部的混合流场特性。同全尺寸发动机相比，质量流量和燃烧室压力都大为降低，且结构简单，容易操作，成本较低。
【IPC分类】G01M15/14
【公开号】CN104897407
【申请号】CN201510345353
【发明人】聂万胜, 安红辉, 丰松江, 苏凌宇, 乔野
【申请人】中国人民解放军装备学院
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年6月19日
最新回复(0)