[发明专利]一种发动机稳定性缩比方法

说明书

技术领域

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

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。

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。

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究。

目前主要的稳定性缩比试验方法主要分为两种：

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。

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。

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：

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。通过研究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。

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。

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究。

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。

瑞利准则的缩比原理如下：

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。

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

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。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：

一种发动机稳定性缩比方法，包括以下步骤：