用于撞击式喷注器喷注分区的稳定性分析方法技术

本发明专利技术具体涉及一种用于撞击式喷注器喷注分区的稳定性分析方法，用于解决现有的零维和一维工程分析方法无法满足实际工程需求的问题。本发明专利技术步骤如下：步骤1，对燃烧室进行径向分区，得到N个燃烧区边界圆的直径d

【技术实现步骤摘要】
用于撞击式喷注器喷注分区的稳定性分析方法


[0001]本专利技术涉及一种分析方法，具体涉及一种用于撞击式喷注器喷注分区的稳定性分析方法。

技术介绍

[0002]对于采用常规自燃推进剂的一种液体火箭发动机，推进剂液滴蒸发过程是控制其燃烧分布的关键，通过喷注分区控制燃烧分布来抑制高频纵向稳定性是除阻尼装置以外的重要工程控制措施。
[0003]实际工程中，希望通过优化喷注流强分布以获得最佳的不稳定抑制效果。然而，考虑喷注分区的稳定性分析需要引入三维分析模型，但现有的零维和一维工程分析方法无法满足要求。
[0004]因此，目前急需一种新的方法用于建立三维分析模型。

技术实现思路

[0005]本专利技术提供了一种用于撞击式喷注器喷注分区的稳定性分析方法，用于解决现有的零维和一维工程分析方法无法满足实际工程需求的问题。
[0006]本专利技术的内容如下：
[0007]用于撞击式喷注器喷注分区的稳定性分析方法，其特殊之处在于，所述步骤如下：
[0008]步骤1，对燃烧室进行径向分区，得到N个燃烧区边界圆的直径d
i
‑
mid
，其中i为燃烧区编号，i＝1，2
…
，N，N为奇数；
[0009]步骤2，对步骤1中的各燃烧区建立相对应的流管模型，并得到各燃烧区的平均释热速率Q
i_t
；
[0010]同时，选取各燃烧区相对的敏感时滞τ
i_s
以及相互作用指数n
i
；
[0011]步骤3，针对不同燃烧区分别构建时滞类的燃烧响应函数Q
i_e
，其具体形式如下：
[0012][0013]其中，为燃烧室平均压力，各燃烧区该值均一致；
[0014]为燃烧室脉动压力值；
[0015]Q
i_t
为第i燃烧区平均释热速率；
[0016]τ
i_s
为第i燃烧区的敏感时滞；
[0017]n
i
为第i燃烧区的相互作用指数；
[0018]e
‑
iωτi_s
项中e为自然常数，ω为角频率，ω＝2
×
π
×
f，f为频率；
[0019]为集中释热区域的体积，d
i
‑
mid
为第i燃烧区边界圆直径的大小,h为集中燃烧区域的圆形薄片的厚度；
[0020]步骤4，将步骤4中得到的Q
i_e
代入到声学求解器中，最终得到包含实部和虚步的复频率。
[0021]进一步地，步骤1中所述对燃烧区进行径向分区具体如下：
[0022]燃烧室安装的自击式喷注器由内向外设置有奇数圈喷注类型，喷注类型为燃料
‑
燃料
‑
氧化剂
‑
氧化剂
‑
燃料
‑
燃料
‑
氧化剂，除了中心一对燃料喷嘴外，其余六圈喷嘴依次构成径向三个燃烧区，各燃烧区边界圆直径d
i
‑
mid
＝(d
i
‑
n
+d
i
‑
w
)/2，其中d
i
‑
mid
为两圈喷嘴的中间直径，d
i
‑
n
为内圈喷嘴分布圆直径，d
i
‑
w
为外圈喷嘴分布圆直径。
[0023]进一步地，步骤2中，所述各燃烧区的平均释热速率Q
i_t
具体计算过程如下：
[0024]步骤2.1，依据自燃推进剂多流管耦合模型，建立不同燃烧区的流管模型；
[0025]步骤2.2，通过步骤2.1建立的各燃烧区的流管模型，获取各燃烧区内的推进剂液滴蒸发燃烧速率的峰值位置，从而得到各燃烧区推进剂液滴的集中燃烧位置；
[0026]步骤2.3，通过步骤2.1建立的各燃烧区的流管模型，计算各燃烧区内推进剂液滴蒸发燃烧过程所需要的蒸发时间，根据各自燃烧区的蒸发时间长短，判断不易挥发组元的成分；
[0027]步骤2.4采用化学热力学平衡计算软件CEA，根据燃烧室室压和各燃烧区氧化剂流量与燃料流量的比值，确定各燃烧区的平均燃气参数；所述平均燃气参数包括燃气平均比热Cp
i_gas
和燃气平均温度T
i_gas
，其中，i为燃烧区编号；
[0028]步骤2.5根据下式计算各燃烧区总的平均释热速率Q
i_t
：
[0029]Q
i_t
＝q
i
×
Cp
i_gas
×
(T
i_gas
‑
T0)
[0030]其中，q
i
为第i个燃烧区的推进剂流量，T0为推进剂初始温度，对于自燃推进剂，T0即为常温，各燃烧区推进剂初始温度一致。
[0031]进一步地，步骤2中，得到各燃烧区相互作用指数n
i
具体如下：
[0032]将各燃烧区不易挥发组元对应喷注孔的喷注直径代入到相应图中，近似得到各燃烧区相相互作用指数n
i
。
[0033]进一步地，步骤2中，得到各燃烧区相对的敏感时滞τ
i_s
具体为：
[0034]将各燃烧区不易挥发组元对应喷注孔的喷注直径代入到敏感时滞的NASA经验拟合直线图中，近似得到各燃烧区相对应敏感时滞τ
i_s
[0035]或者，将步骤2.3中获得的蒸发时间的20％作为敏感时滞τ
i_s
。
[0036]进一步地，所述步骤4具体如下：
[0037]步骤5.1，将步骤3中得到的各燃烧响应函数分别施加到相应的Comsol求解器中；
[0038]步骤5.2，对于Comsol求解器进行燃气参数的设置；
[0039]步骤5.3，通过Comsol求解器对分区后的燃烧室进行网格划分，确保最大网格尺度小于所求解最大频率、最小波长的1/10；
[0040]步骤5.4，求解得到包含实部和虚步的复频率，其中实部为实际的不稳定频率，虚步的负值代表增长率。
[0041]本专利技术的有益效果具体如下：
[0042]本专利技术提供了一种用于撞击式喷注器喷注分区的稳定性分析方法，该方法结合了流管模型、燃烧响应函数以及Comsol求解器，能够在工程中用于对喷注方法的稳定性进行最优化设计，能够在考虑燃烧室的喷注孔径分布、流量分布等多种关键因素的前提下快速
进行稳定性计算。
附图说明
[0043]图1为本专利技术的分析流程示意图；
[0044]图2为本专利技术中撞击式喷注器喷注分区示意；
[0045]图3为本专利技术中采用的敏感时滞的NASA经验拟合直线图；
[0046]图4为本发本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.用于撞击式喷注器喷注分区的稳定性分析方法，其特征在于，所述步骤如下：步骤1，对燃烧室进行径向分区，得到N个燃烧区边界圆的直径d
i
‑
mid
，其中i为燃烧区编号，i＝1，2
…
，N，N为奇数；步骤2，对步骤1中的各燃烧区建立相对应的流管模型，并得到各燃烧区的平均释热速率Q
i_t
；同时，选取各燃烧区相对的敏感时滞τ
i_s
以及相互作用指数n
i
；步骤3，针对不同燃烧区分别构建时滞类的燃烧响应函数Q
i_e
，其具体形式如下：其中，为燃烧室平均压力，各燃烧区该值均一致；为燃烧室脉动压力值；Q
i_t
为第i燃烧区平均释热速率；τ
i_s
为第i燃烧区的敏感时滞；n
i
为第i燃烧区的相互作用指数；e
‑
iωτi_s
项中e为自然常数，ω为角频率，ω＝2
×
π
×
f，f为频率；为集中释热区域的体积，d
i
‑
mid
为第i燃烧区边界圆直径的大小,h为集中燃烧区域的圆形薄片的厚度；步骤4，将步骤4中得到的Q
i_e
代入到声学求解器中，最终得到包含实部和虚步的复频率。2.根据权利要求1所述的用于撞击式喷注器喷注分区的稳定性分析方法，其特征在于：步骤1中所述对燃烧区进行径向分区具体如下：燃烧室安装的自击式喷注器由内向外设置有奇数圈喷注类型，喷注类型为燃料
‑
燃料
‑
氧化剂
‑
氧化剂
‑
燃料
‑
燃料
‑
氧化剂，除了中心一对燃料喷嘴外，其余六圈喷嘴依次构成径向三个燃烧区，各燃烧区边界圆直径d
i
‑
mid
＝(d
i
‑
n
+d
i
‑
w
)/2，其中d
i
‑
mid
为两圈喷嘴的中间直径，d
i
‑
n
为内圈喷嘴分布圆直径，d
i
‑
w
为外圈喷嘴分布圆直径。3.根据权利要求2所述的用于撞击式喷注器喷注分区的稳定性分析方法，其特征在于：步骤2中，所述各燃...

【专利技术属性】
技术研发人员：汪广旭，谭永华，于涵，陈建华，杨宝娥，洪流，
申请(专利权)人：西安航天动力研究所，
类型：发明
国别省市：