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题名固体火箭发动机分段不稳定燃烧现象分析
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作者
王志新
孙晓娇
乐浩
李莎莎
刘晓晨
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机构
上海航天动力技术研究所
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出处
《弹箭与制导学报》
北大核心
2025年第1期101-107,共7页
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文摘
针对大长径比固体火箭发动机地面试验中出现的分段不稳定燃烧现象,通过声腔频率分析获取其燃烧室压强振荡频率分布范围,从声-涡耦合及推进剂燃烧响应角度分析了两段燃烧不稳定现象的主要因素,设置对比试验,对比同一装药构型、不同推进剂配方发动机出现的燃烧不稳定现象,结合起振初期、中期与结束时刻的燃烧室声腔模态、燃烧室流场涡结构计算结果以及T型燃烧器压强耦合响应函数测试结果判定:发动机工作初期产生的不稳定燃烧现象是由于燃烧室装药构型导致的旋涡脱落频率与燃烧室声场频率相近产生耦合增益,诱发燃烧室压强振荡;发动机工作至末期,其不稳定燃烧频率不同于初期的频率范围,存在多倍频等特征,该段不稳定燃烧是由于推进剂燃烧响应引起的。从地面试验中发生的两段不稳定燃烧结果开展分析,为固体火箭发动机的优化设计与工程设计中有效规避此类问题提供参考。
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关键词
固体火箭发动机
分段不稳定燃烧
声腔频率分析
压强耦合响应函数
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Keywords
solid rocket motor
segmented combustion instability
acoustic cavity frequency analysis
pressure-coupled response function
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分类号
V435
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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