CN111927650B - 液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验，具体涉及一种液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构。本发明的目的是解决现有液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构存在需同时满足高频率和单次脉动能量较大两个要素，实现难度较大的技术问题，提供一种液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构。该结构的脉冲射流腔采用喷射孔结构；旋转爆震燃烧单元和雾化单元通过脉冲射流腔连通；脉冲射流腔的入口位于旋转爆震燃烧单元一侧，出口位于雾化单元一侧；金属单向隔膜设置于脉冲射流腔出口处，可承受雾化单元的反压，金属单向隔膜的流向为由旋转爆震燃烧单元指向雾化单元。

Description

液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构
技术领域
本发明涉及液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验，具体涉及一种液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构。
背景技术
液体火箭发动机在航天器发射、姿态控制和轨道转移等诸多航天活动中均具有重要作用，广泛承担载人登月、火星探索以及深空探测等诸多航天任务。为保证航天任务的顺利进行，需保证液体火箭发动机具有较高的可靠性，然而高频燃烧不稳定却成为抑制其发展的重要因素。
早在上世纪六十年代，美国F-1液体火箭发动机的研制过程中，工程师们就发现了高室压燃烧环境下的高频燃烧不稳定现象，该现象是指燃烧释热过程与燃烧室声学振荡相耦合并产生共振，高频振荡的能量来源于燃烧过程本身。当高频燃烧不稳定现象发生时，会影响燃烧室中的雾化、掺混、燃烧和传热等各个子过程，在很短时间内造成发动机烧蚀甚至爆炸，给航天活动造成巨大灾难。综上，有必要针对高频燃烧不稳定开展相关研究，进一步提高液体火箭发动机的工程应用可靠性。
由于开展全尺寸液体火箭发动机的高频燃烧不稳定试验具有高危性，且试验成本高、加工周期长，为提高试验效率，研究者们多开展缩尺模拟试验，而雾化作为燃烧室中重要的子过程，自然备受关注。为模拟高频燃烧不稳定发生时的喷嘴出口雾化环境，需要构建可产生高频大幅脉动的反压雾化条件(反压指喷嘴出口具有的较高雾化环境压力，即喷射流体在出口之后感受到的环境压力)，从而研究高频燃烧不稳定对于喷嘴雾化特性的影响。
由于构建高频大幅脉动反压雾化条件的方法因其能量输入源需同时满足高频率和单次脉动能量较大两个要素，实现难度较大，故这方面的相关研究基本处于空白阶段，有研究者尝试用扬声器模拟扰动源，但是由于能量有限，频率达标了，但幅值过低，难以满足构建高频大幅脉动反压雾化条件的要求。
发明内容
本发明的目的是解决现有液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构存在需同时满足高频率和单次脉动能量较大两个要素，实现难度较大的技术问题，提供一种液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构。
为解决上述技术问题，本发明提供的技术解决方案如下：
一种液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构，其特殊之处在于：包括旋转爆震燃烧单元、雾化单元、脉冲射流腔和金属单向隔膜；
所述脉冲射流腔采用喷射孔结构；所述旋转爆震燃烧单元和雾化单元通过脉冲射流腔连通；脉冲射流腔的入口位于旋转爆震燃烧单元一侧，出口位于雾化单元一侧；所述金属单向隔膜设置于脉冲射流腔出口处，可承受雾化单元的反压，金属单向隔膜的流向为由旋转爆震燃烧单元指向雾化单元；
所述旋转爆震燃烧单元包括旋转爆震燃烧室壳体和中心体，旋转爆震燃烧室壳体内侧和中心体之间的区域作为旋转爆震燃烧环腔，旋转爆震燃烧环腔与脉冲射流腔连通；
所述中心体远离雾化单元一端的直径大于旋转爆震燃烧环腔内侧位置处，中心体远离雾化单元端与旋转爆震燃烧室壳体内侧形成收敛通道作为旋转爆震燃烧环腔喉部；
所述旋转爆震燃烧室壳体壳壁内部沿轴向分别开设有氧化剂集气环腔和燃料集气环腔；
氧化剂集气环腔和燃料集气环腔上分别开设有与旋转爆震燃烧室壳体外部相通的氧化剂入口和燃料入口；
氧化剂集气环腔和燃料集气环腔上还分别开设有与旋转爆震燃烧环腔连通的氧化剂喷射环缝和燃料喷射环缝，氧化剂喷射环缝的喷射方向和燃料喷射环缝的喷射方向相交，交点位于中心体外壁处；
旋转爆震燃烧室壳体上还开设有贯通壳壁的点火孔，点火孔位于氧化剂集气环腔和燃料集气环腔之间，点火孔的出射方向指向所述交点处；
所述雾化单元包括雾化仓体和可视化观察窗；所述雾化仓体与脉冲射流腔连通；所述可视化观察窗设置于雾化仓体上；雾化仓体上开设有喷雾入口和反压气体填充入口。
进一步地，所述氧化剂入口和燃料入口的径向位置相同，所述点火孔的径向位置与氧化剂入口和燃料入口的径向位置相对。
进一步地，为了提高雾化仓体内的扰动频率，所述脉冲射流腔有多个，多个脉冲射流腔沿周向均布。
进一步地，为了保证耐高温性，所述可视化观察窗的材质为耐压石英玻璃。
进一步地，为了将雾化后的废液导出，所述雾化仓体内底部开设有喷雾集液槽，喷雾集液槽底部开设有导液通孔，导液通孔处设有堵塞。
进一步地，所述喷雾入口安装有喷嘴。
进一步地，为了使燃料和氧化剂对撞剪切后形成良好的掺混效果，所述氧化剂喷射环缝喷射方向和燃料喷射环缝喷射方向的夹角为60°，所述氧化剂喷射环缝宽度为0.5mm，所述燃料喷射环缝宽度为0.3mm。
进一步地，为了满足雾化仓体的压力要求，所述金属单向隔膜可承受3.0MPa以下的雾化仓体压力。
进一步地，所述交点处旋转爆震燃烧环腔外径为150mm，内径为100mm。
进一步地，为了调整旋转爆震燃烧室压力，从而调整输出的脉动能量，所述旋转爆震燃烧环腔喉部内径为120～140mm。
本发明相比现有技术具有的有益效果如下：
本发明提供的液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构，是一种可复现液体火箭发动机中高频压力脉动的实验器装置，该装置利用旋转爆震波在旋转爆震燃烧环腔内的高频旋转传播特性和燃烧过程中释热剧烈的特点，将旋转爆震燃烧产生的高温、高压燃气作为反压雾化仓体的扰动源，为反压雾化仓体提供高频、高能量输入，从而构建了能够模拟真实发动机发生高频燃烧不稳定时的类比工况条件，完全满足反压雾化仓体对扰动输入的高频、高能和稳定可控需求，并可同时进行雾化特性的可视化观测研究，该反压雾化仓结构能够满足对高频燃烧不稳定工况下喷嘴雾化响应特性的缩尺研究需求，为研究高频燃烧不稳定工况下(高频大幅值反压脉动条件下)的喷嘴雾化特性提供了模拟试验条件，且易于实现，难度较小。
附图说明
图1为本发明液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构的剖视图；
图2为图1中A处局部放大图；
图3为图2的B-B向剖视图；
图4为本发明实施例中液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构的旋转爆震燃烧环腔的高频压力脉动FFT图；
附图标记说明：
1-旋转爆震燃烧单元、11-旋转爆震燃烧室壳体、111-氧化剂集气环腔、1111-氧化剂入口、1112-氧化剂喷射环缝、112-燃料集气环腔、1121-燃料入口、1122-燃料喷射环缝、113-交点、114-点火孔、12-中心体、13-旋转爆震燃烧环腔、131-旋转爆震燃烧环腔喉部；
2-雾化单元、21-雾化仓体、211-喷雾入口、212-反压气体填充入口、213-喷雾集液槽、214-导液通孔、215-堵塞、22-可视化观察窗；
3-脉冲射流腔；
4-金属单向隔膜。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步地说明。
本发明提供的液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构，如图1至图3所示，包括旋转爆震燃烧单元1、雾化单元2、脉冲射流腔3和金属单向隔膜4；所述脉冲射流腔3采用喷射孔结构；所述旋转爆震燃烧单元1和雾化单元2通过脉冲射流腔3连通；脉冲射流腔3有多个，多个脉冲射流腔3沿周向均布；脉冲射流腔3的入口位于旋转爆震燃烧单元1一侧，出口位于雾化单元2一侧；所述金属单向隔膜4设置于脉冲射流腔3出口处，可承受雾化单元2的反压，金属单向隔膜4的流向为由旋转爆震燃烧单元1指向雾化单元2。
所述旋转爆震燃烧单元1包括旋转爆震燃烧室壳体11和中心体12，旋转爆震燃烧室壳体11内侧和中心体12之间的区域作为旋转爆震燃烧环腔13，旋转爆震燃烧环腔13与脉冲射流腔3连通；所述中心体12远离雾化单元2一端的直径大于旋转爆震燃烧环腔13内侧位置处的直径，中心体12远离雾化单元2端与旋转爆震燃烧室壳体11内侧形成收敛通道作为旋转爆震燃烧环腔喉部131，调节旋转爆震燃烧环腔喉部131横截面积可调整旋转爆震燃烧室压力，从而调整输出的脉动能量；所述旋转爆震燃烧室壳体11壳壁内部沿轴向分别开设有氧化剂集气环腔111和燃料集气环腔112，氧化剂集气环腔111和燃料集气环腔112上分别开设有与旋转爆震燃烧室壳体11外部相通、且径向位置相同的氧化剂入口1111和燃料入口1121；氧化剂集气环腔111和燃料集气环腔112上还分别开设有与旋转爆震燃烧环腔13连通的氧化剂喷射环缝1112和燃料喷射环缝1122；所述氧化剂喷射环缝1112宽度为0.5mm，所述燃料喷射环缝1122宽度为0.3mm；氧化剂喷射环缝1112喷射方向和燃料喷射环缝1122喷射方向相交，交点113位于中心体12外壁处，旋转爆震燃烧室壳体11上还开设有贯通壳壁的点火孔114，点火孔114位于氧化剂集气环腔111和燃料集气环腔112之间，点火孔114的径向位置与氧化剂入口1111和燃料入口1121的径向位置相对，点火孔114的出射方向(出口)指向所述交点113处。
所述雾化单元2包括雾化仓体21和可视化观察窗22；所述雾化仓体21与脉冲射流腔3连通；所述雾化仓体21内底部开设有喷雾集液槽213，喷雾集液槽213底部开设有导液通孔214，导液通孔214处设有堵塞(堵块)215；所述可视化观察窗22的材质为耐压石英玻璃，可视化观察窗22设置于雾化仓体21上，通过可视化观察窗22可对脉动反压环境下的液体介质雾化过程进行可视化观测，观测过程中的喷雾介质废液在喷雾集液腔17中进行收集；雾化仓体21上开设有喷雾入口211和反压气体填充入口212；所述喷雾入口211通过螺纹安装有喷嘴，开展其喷雾特性试验，喷嘴类型根据具体实验条件确定。
在本发明中，通过反压气体填充入口212向雾化仓体21内填充气体构建反压环境，由旋转爆震燃烧室环腔13通过脉冲射流腔3向雾化仓体21内喷射高能燃气形成高频大幅脉动，从而形成具有高频大幅脉动的反压雾化环境。本发明所构建的带有高频大幅脉动的反压环境，能够模拟高压燃烧室中高频振荡燃烧工况条件，这一接近于液体火箭发动机燃烧室真实工况的模拟实验手段，有助于开展燃烧场中的高频压力振荡对上游雾化场影响等相关方向的研究，助力提升航天飞行器发动机的工作稳定性。
雾化仓体21为发生反压雾化的主要场所，其通过反压气体填充入口212填充气体构建反压环境，喷雾入口211处可根据试验对象安装不同结构喷嘴，所需雾化介质通过喷雾入口211喷射进入带反压的雾化仓体21中。
旋转爆震燃烧室(旋转爆震燃烧环腔13)为产生大幅值高频脉动的能量源，通过氧化剂入口1111、氧化剂集气环腔111、氧化剂喷射环缝1112实现氧化剂气体的填充，通过燃料入口1121、燃料集气环腔112、燃料喷射环缝1122实现燃料的填充，燃料和氧化剂对撞剪切后形成良好的掺混效果，接着被点火孔114输入的点火能量起爆，形成以一定频率沿旋转爆震燃烧环腔13周向传播的旋转爆震波，旋转爆震燃烧具有自增压特性，可产生高压燃气，从而对雾化仓体21内的反压环境形成射流扰动。旋转爆震燃烧室壳体11内壁和中心体12构成的收敛通道作为旋转爆震燃烧环腔喉部131，通过改变收敛通道横截面积，可以调整旋转爆震燃烧环腔13内的压力，进而改变旋转爆震燃烧环腔13向雾化仓体21传导的脉动幅值。
脉冲射流腔3为直接形成特定频率脉冲的喷射(孔)结构，周向均布数量为n，旋转爆震燃烧室周长为l，单位为米(m)，旋转爆震波传播速度约为1500m/s，则喷射后可对雾化仓体21形成的脉动频率为n×1500/l Hz。
金属单向隔膜4为雾化仓体21和旋转爆震燃烧环腔13的隔离装置，金属单向隔膜4可承受雾化仓体21的反压值，为构建脉动反压喷射环境，首先在雾化仓体21中填充气体(如空气、氮气等)构建反压环境，之后旋转爆震燃烧环腔13中的高压燃气击破金属单向隔膜4，脉动传入雾化仓体21内，完成脉动反压喷雾环境的建立。
工作原理：
喷雾入口211处将介质喷入带有高频大幅脉动的反压雾化环境中，模拟高频燃烧不稳定发生时的喷嘴出口雾化工况，雾化仓体21与旋转爆震燃烧环腔13通过脉冲射流腔3相连通；雾化仓体21为喷射介质发生雾化并进行可视化观测的场所，雾化仓体21内本身为高压环境；旋转爆震燃烧环腔13内发生爆震燃烧，能够产生沿周向高频旋转的高温、高压燃气(每一圈旋转爆震波中存在一个局部高压点)，高温、高压燃气通过脉冲射流腔3喷射进入雾化仓体21内对反压环境产生扰动，从而建立起可产生高频大幅脉动的反压雾化环境。
实施例
通过反压气体填充入口212向雾化仓体21内填充空气加压至2.0MPa，构建反压雾化环境。金属单向隔膜4可承受不大于3.0MPa的雾化仓体21压力，从而在大能量脉冲击破金属单向隔膜前，构建封闭的稳态初始反压环境。
通过氧化剂入口1111、氧化剂集气环腔111和氧化剂喷射环缝1112向旋转爆震燃烧环腔13中喷射O2，氧化剂喷射环缝1112宽度为0.5mm，供给压力为2.0MPa；通过燃料入口1121、燃料集气环腔112和燃料喷射环缝1122向旋转爆震燃烧室中喷射H2，燃料喷射环缝1122宽度为0.3mm，供给压力为2.0MPa；氧化剂喷射环缝1112和燃料喷射环缝1122间呈60°角，交点113处(即交点113所在区段)旋转爆震燃烧环腔13的外径为150mm、内径为100mm；两种气体的相互冲击，能够提升掺混效果。
所述旋转爆震燃烧环腔喉部131的内径为120～140mm；O2和H2填充进入旋转爆震燃烧室后，点火孔114处输入1～3J高点火能量，在旋转爆震燃烧室中形成旋转爆震波，脉冲射流腔3仅有1个，此时旋转爆震燃烧室中的动态压力FFT图如图4所示，旋转爆震燃烧室中能够产生旋转频率约为3500Hz的旋转爆震波，即每一圈旋转爆震波中仅有的一个局部高压点，该局部高压点的频率为3500Hz。
旋转爆震波在传播过程中，产生的高压燃气将金属单向隔膜4击穿，此时高压燃气通过脉冲射流腔3喷射进入雾化仓体21内，完成高频大幅脉动的反压雾化环境的建立。脉冲射流腔3数量若为n，且沿周向均布，则雾化仓体21内的扰动频率为3500×nHz。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，对于本领域的普通专业技术人员来说，可以对前述各实施例所记载的具体技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明所保护技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构，其特征在于：包括旋转爆震燃烧单元(1)、雾化单元(2)、脉冲射流腔(3)和金属单向隔膜(4)；
所述脉冲射流腔(3)采用喷射孔结构；所述旋转爆震燃烧单元(1)和雾化单元(2)通过脉冲射流腔(3)连通；脉冲射流腔(3)的入口位于旋转爆震燃烧单元(1)一侧，出口位于雾化单元(2)一侧；所述金属单向隔膜(4)设置于脉冲射流腔(3)出口处，可承受雾化单元(2)的反压，金属单向隔膜(4)的流向为由旋转爆震燃烧单元(1)指向雾化单元(2)；
所述旋转爆震燃烧单元(1)包括旋转爆震燃烧室壳体(11)和中心体(12)，旋转爆震燃烧室壳体(11)内侧和中心体之间的区域作为旋转爆震燃烧环腔(13)，旋转爆震燃烧环腔(13)与脉冲射流腔(3)连通；
所述中心体(12)远离雾化单元(2)一端的直径大于旋转爆震燃烧环腔(13)内侧位置处的直径，中心体(12)远离雾化单元端与旋转爆震燃烧室壳体(11)内侧形成收敛通道作为旋转爆震燃烧环腔喉部(131)；
所述旋转爆震燃烧室壳体(11)壳壁内部沿轴向分别开设有氧化剂集气环腔(111)和燃料集气环腔(112)；
氧化剂集气环腔(111)和燃料集气环腔(112)上分别开设有与旋转爆震燃烧室壳体(11)外部相通的氧化剂入口(1111)和燃料入口(1121)；
氧化剂集气环腔(111)和燃料集气环腔(112)上还分别开设有与旋转爆震燃烧环腔(13)连通的氧化剂喷射环缝(1112)和燃料喷射环缝(1122)，氧化剂喷射环缝(1112)的喷射方向和燃料喷射环缝(1122)的喷射方向相交，交点(113)位于中心体(12)外壁处；
旋转爆震燃烧室壳体(11)上还开设有贯通壳壁的点火孔(114)，点火孔(114)位于氧化剂集气环腔(111)和燃料集气环腔(112)之间，点火孔(114)的出射方向指向所述交点(113)处；
所述雾化单元(2)包括雾化仓体(21)和可视化观察窗(22)；所述雾化仓体(21)与脉冲射流腔(3)连通；所述可视化观察窗(22)设置于雾化仓体(21)上；雾化仓体(21)上开设有喷雾入口(211)和反压气体填充入口(212)。
2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构，其特征在于：所述氧化剂入口(1111)和燃料入口(1121)的径向位置相同，所述点火孔(114)的径向位置与氧化剂入口(1111)和燃料入口(1121)的径向位置相对。
3.根据权利要求2所述的液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构，其特征在于：所述脉冲射流腔(3)有多个，多个脉冲射流腔(3)沿周向均布。
4.根据权利要求1或2或3所述的液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构，其特征在于：所述可视化观察窗(22)的材质为耐压石英玻璃。
5.根据权利要求4所述的液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构，其特征在于：所述雾化仓体(21)内底部开设有喷雾集液槽(213)，喷雾集液槽(213)底部开设有导液通孔(214)，导液通孔(214)处设有堵塞(215)。
6.根据权利要求5所述的液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构，其特征在于：所述喷雾入口(211)安装有喷嘴。
7.根据权利要求6所述的液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构，其特征在于：所述氧化剂喷射环缝(1112)喷射方向和燃料喷射环缝(1122)喷射方向的夹角为60°，所述氧化剂喷射环缝(1112)宽度为0.5mm，所述燃料喷射环缝(1122)宽度为0.3mm。
8.根据权利要求7所述的液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构，其特征在于：所述金属单向隔膜(4)可承受3.0MPa以下的雾化仓体压力。
9.根据权利要求8所述的液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构，其特征在于：所述交点(113)处旋转爆震燃烧环腔(13)外径为150mm，内径为100mm。
10.根据权利要求9所述的液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构，其特征在于：所述旋转爆震燃烧环腔喉部(131)内径为120～140mm。
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