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，