趙 芳,任澤斌,王 飛,史 煜,李先鋒,羅智鋒

(1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 設(shè)備設(shè)計(jì)與測(cè)試技術(shù)研究所, 四川 綿陽(yáng) 621000;2. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽(yáng) 621000;3. 中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院, 四川 綿陽(yáng) 621300)

相對(duì)于壓縮空氣、氮?dú)獾瘸匾錃庠炊?高溫燃?xì)庖渚哂幸湫矢?、裝置規(guī)模小等優(yōu)勢(shì),廣泛應(yīng)用于航空航天及武器系統(tǒng)等領(lǐng)域,主要包括超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)平臺(tái)、負(fù)壓和真空抽負(fù)系統(tǒng)、激光器排氣系統(tǒng)等[1-6]。

燃?xì)庖涞臍庠磥?lái)源于燃?xì)獍l(fā)生器的燃燒產(chǎn)物,而燃?xì)獍l(fā)生器是通過(guò)燃燒化學(xué)推進(jìn)劑產(chǎn)生一定壓力及高溫氣體的裝置[7-9]。燃?xì)獍l(fā)生器種類繁多,其中航空、航天及武器系統(tǒng)引射領(lǐng)域常采用的燃?xì)獍l(fā)生器種類主要包括:過(guò)氧化氫催化分解的單組元燃?xì)獍l(fā)生器,低濃度過(guò)氧化氫與酒精雙組元燃?xì)獍l(fā)生器,空氣(還包括氧氣或液氧)、烴類燃料、水三組元燃?xì)獍l(fā)生器,基于航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室結(jié)構(gòu)的單管燃燒室燃?xì)獍l(fā)生器以及基于航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室結(jié)構(gòu)的環(huán)形燃燒室燃?xì)獍l(fā)生器等[10-16]。

綜合分析而言,上述各類燃?xì)獍l(fā)生器均存在一定程度的不足,主要包括:過(guò)氧化氫催化分解的單組元燃?xì)獍l(fā)生器存在燃?xì)忪手档?、引射效率低、運(yùn)行成本高等問(wèn)題;低濃度過(guò)氧化氫與酒精雙組元燃?xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火困難,需采用預(yù)燃室預(yù)先點(diǎn)火,再者,運(yùn)行及維護(hù)成本高;空氣、烴類燃料、水三組元燃?xì)獍l(fā)生器系統(tǒng)較為復(fù)雜,需配備冷卻水噴注系統(tǒng),同樣帶來(lái)運(yùn)行及維護(hù)成本問(wèn)題;基于航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室結(jié)構(gòu)的單管燃燒室燃?xì)獍l(fā)生器存在容積流量上限限制,帶來(lái)主燃孔與摻混孔射流深度不夠的問(wèn)題,進(jìn)一步影響系統(tǒng)性能;基于航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室結(jié)構(gòu)的環(huán)形燃燒室燃?xì)獍l(fā)生器同樣受容積流量上限的影響,隨著容積流量的增加,火焰筒高度基本不變,但火焰筒直徑變化較大,使得燃?xì)獍l(fā)生器整體尺寸增大,導(dǎo)致制造成本急劇增加,同時(shí)也增大了整體裝置的安裝場(chǎng)地。此外,上述前三類燃?xì)獍l(fā)生器燃燒區(qū)域內(nèi)壁面與火焰直接接觸,需配置夾套水冷系統(tǒng)實(shí)施冷卻,大大增加了配套的輔助系統(tǒng)規(guī)模,不利于引射系統(tǒng)的小型化[7,16]。

為此,在上述分析的基礎(chǔ)上,結(jié)合一種引射系統(tǒng)大流量、小型化等需求,綜合各類燃?xì)獍l(fā)生器的特點(diǎn),提出了一種多點(diǎn)噴射以高壓空氣與工業(yè)酒精為推進(jìn)劑的新型引射氣源方案。該方案選用的推進(jìn)劑組合安全環(huán)保、便于運(yùn)輸與儲(chǔ)存,價(jià)格低廉且容易獲取。結(jié)構(gòu)上設(shè)計(jì)有效結(jié)合了液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室與航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的綜合優(yōu)勢(shì),采用了類似于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴注盤(pán)結(jié)構(gòu)的頭部以及航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室結(jié)構(gòu)的火焰筒。由此,該型燃?xì)獍l(fā)生器不僅具有點(diǎn)火裝置簡(jiǎn)單,燃?xì)忪手导叭紵矢?運(yùn)行及維護(hù)成本低,還包括不需要額外的冷卻裝置而帶來(lái)的體積規(guī)模小、質(zhì)量小等優(yōu)點(diǎn)[7,13-14]。

本文為解決領(lǐng)域內(nèi)現(xiàn)有燃?xì)獍l(fā)生器存在的諸多缺點(diǎn),以引射裝置大流量高溫燃?xì)?、小型化使用需求為牽?研制了一種多點(diǎn)噴射結(jié)構(gòu)、以高壓空氣與工業(yè)酒精為推進(jìn)劑的新型燃?xì)獍l(fā)生器試驗(yàn)件及配套試驗(yàn)平臺(tái)。開(kāi)展了多種狀態(tài)下的試驗(yàn)研究,驗(yàn)證了燃?xì)獍l(fā)生器方案的合理可行性,并獲得了一定研究成果。

1 燃?xì)獍l(fā)生器方案

多點(diǎn)噴射空氣、酒精燃?xì)獍l(fā)生器的設(shè)計(jì)參數(shù)如表1所示,根據(jù)表中設(shè)計(jì)參數(shù),結(jié)合液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室與航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室設(shè)計(jì)方法開(kāi)展了燃?xì)獍l(fā)生器的方案設(shè)計(jì)。

表1 燃?xì)獍l(fā)生器設(shè)計(jì)參數(shù)

設(shè)計(jì)的多點(diǎn)噴射空氣、酒精燃?xì)獍l(fā)生器結(jié)構(gòu)組成主要包括進(jìn)口擴(kuò)壓器、離心噴嘴、兩級(jí)旋流器、噴液盤(pán)、點(diǎn)火電嘴、火焰筒及殼體等,具體示意圖如圖1所示,工作原理如圖2所示。

圖1 燃?xì)獍l(fā)生器結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structure diagram of gas generator

圖2 工作原理Fig.2 Principle drawing of gas generator

常規(guī)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室進(jìn)口為環(huán)形結(jié)構(gòu),而該型燃?xì)獍l(fā)生器為圓筒形,因此擴(kuò)壓器設(shè)計(jì)為錐筒收口。

噴嘴性能直接影響到燃?xì)獍l(fā)生器的燃燒性能,本方案中采用雙油路離心式噴嘴,結(jié)合兩級(jí)旋流器共同工作,如圖3所示,其工作原理在于:霧化時(shí),燃料在噴嘴的供應(yīng)壓力下進(jìn)行一次霧化,緊接著在兩級(jí)旋流器的共同作用下進(jìn)行二次霧化。由于旋流器的作用,霧化后的燃油在文氏管內(nèi)表面形成油膜,并在出口處產(chǎn)生剪切破碎[7]。

圖3 噴嘴霧化過(guò)程示意圖Fig.3 Spray process of pressure-swirl injector with swirler

為了解決現(xiàn)有燃?xì)獍l(fā)生器存在的容積流量較大帶來(lái)的尺寸過(guò)大問(wèn)題,重新設(shè)計(jì)了燃燒組織方式,燃燒組織采用布置在同一平面,即借鑒液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室推力室頭部設(shè)計(jì)方法,設(shè)計(jì)燃料噴液盤(pán)(如圖4所示),通過(guò)多點(diǎn)噴射的方式將燃料注入火焰筒中參與燃燒;噴液盤(pán)主要由燃料分流盤(pán)、流道蓋板、離心噴嘴安裝孔等組成。燃料分流盤(pán)采用整體機(jī)加工,在一整塊圓形毛料上銑出氣流通道與燃料分流槽(燃料通道),將整體機(jī)加工的流道蓋板焊接在燃料分流槽上;進(jìn)油接頭、噴嘴進(jìn)油管分別焊接在分流盤(pán)上[16]。

孤植采用全樣本調(diào)查方式；綠籬采用樣方調(diào)查方式，隨機(jī)抽查3個(gè)樣方，4m2/樣方，栽植25株/m2，每個(gè)樣方樣本量100株；片植采用樣方調(diào)查方式，隨機(jī)抽查3個(gè)樣方，20m2/樣方，栽植5株/m2，每個(gè)樣方樣本量100株。

圖4 噴液盤(pán)三維結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4 3D structure diagram of injection tray

燃?xì)獍l(fā)生器火焰筒上游區(qū)域沿周向布置兩個(gè)互為角度的點(diǎn)火電嘴,有效保證低溫(達(dá)到253 K)來(lái)流條件下的點(diǎn)火率。為有效保證燃?xì)獍l(fā)生器長(zhǎng)時(shí)間安全運(yùn)行,火焰筒頭部設(shè)計(jì)采用“沖擊+氣膜”的冷卻方式(如圖5所示),低溫空氣通過(guò)開(kāi)設(shè)在燃料分流霧化裝置上的若干孔沖擊在擋濺盤(pán)上形成沖擊冷卻,之后通過(guò)擋濺盤(pán)上均勻分布的大量?jī)A斜小孔進(jìn)入燃燒區(qū),在擋濺盤(pán)高溫側(cè)形成一層均勻氣膜,減少高溫燃?xì)馀c擋濺盤(pán)之間的對(duì)流傳熱,將擋濺盤(pán)溫度控制在金屬長(zhǎng)期許用工作溫度下[16]。

圖5 火焰筒頭部冷卻結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 Cooling structure diagram of combustion liner head

火焰筒壁面采用多斜孔氣膜冷卻(如圖6所示),通過(guò)火焰筒壁面均勻分布的大量?jī)A斜小孔進(jìn)入火焰筒,在火焰筒內(nèi)壁形成一層均勻的氣膜,將火焰筒內(nèi)高溫燃?xì)馀c金屬壁面隔開(kāi),有效降低了高溫燃?xì)馀c金屬壁面的對(duì)流傳熱,使得火焰筒壁面溫度控制在金屬長(zhǎng)期許用工作溫度下[16]。

圖6 火焰筒壁面多斜孔冷卻結(jié)構(gòu)示意圖Fig.6 Cooling structure diagram of combustion liner wall

燃?xì)獍l(fā)生器的基本工作流程如下:高速氣流進(jìn)入擴(kuò)壓器后,在擴(kuò)壓器等壓力梯度漸擴(kuò)通道的作用下,氣流速度逐漸降低至火焰筒進(jìn)口所需數(shù)值,經(jīng)擴(kuò)壓器減速后的新鮮空氣一部分由頭部裝置進(jìn)入火焰筒,一部分進(jìn)入火焰筒與殼體之間的環(huán)形通道,通過(guò)開(kāi)設(shè)在火焰筒壁面的各類孔(包括氣膜孔、補(bǔ)燃孔及摻混孔)進(jìn)入火焰筒;火焰筒頭部進(jìn)入的新鮮空氣在軸向旋流器的作用下,在燃燒區(qū)域形成有利于火焰穩(wěn)定的回流區(qū),并與離心噴嘴噴射出的燃料充分混合形成可燃混合物,通過(guò)布置在火焰筒壁面上的高能等離子點(diǎn)火電嘴直接點(diǎn)火燃燒,燃燒后形成的高溫燃?xì)馀c摻混孔進(jìn)入的低溫空氣進(jìn)行高效摻混,在發(fā)生器出口形成滿足需要的高溫燃?xì)鈁16]。

2 試驗(yàn)系統(tǒng)

燃?xì)獍l(fā)生器試驗(yàn)系統(tǒng)包括噴霧試驗(yàn)系統(tǒng)及熱試車(chē)試驗(yàn)系統(tǒng),原理圖分別如圖7、圖8所示。其中噴霧試驗(yàn)系統(tǒng)主要用于噴嘴性能的測(cè)試及篩選,主要構(gòu)成包括試驗(yàn)對(duì)象、霧化臺(tái)、供應(yīng)系統(tǒng)、測(cè)控系統(tǒng)及測(cè)量設(shè)備(主要包括單反相機(jī)及馬爾文粒徑測(cè)量?jī)x等)。

圖7 噴霧測(cè)試平臺(tái)原理示意圖Fig.7 Schematic diagram of spray test platform

圖8 燃?xì)獍l(fā)生器熱試車(chē)原理示意圖Fig.8 Hot test schematic diagram of gas generator

熱試車(chē)試驗(yàn)系統(tǒng)主要用于開(kāi)展燃?xì)獍l(fā)生器的點(diǎn)火試驗(yàn)及燃燒性能研究試驗(yàn)等,包含推進(jìn)劑(空氣與水(酒精模擬工質(zhì)))供給系統(tǒng)、測(cè)量控制系統(tǒng)及排氣系統(tǒng)等。

空氣供給系統(tǒng)包含氣罐及管道閥門(mén)組件等。水(酒精模擬工質(zhì))供給系統(tǒng)包含儲(chǔ)罐、擠推系統(tǒng)及吹除系統(tǒng)等[7]。

測(cè)量控制系統(tǒng)包括運(yùn)行時(shí)序控制及參數(shù)測(cè)量等,所采用的相關(guān)測(cè)量設(shè)備包括壓力傳感器、溫度傳感器及流量計(jì)等。其中,壓力傳感器采用壓阻式壓力變送器,最大響應(yīng)頻率達(dá)到30 kHz,全量程測(cè)量精度達(dá)到0.5%;溫度傳感器采用耙式結(jié)構(gòu),測(cè)量精度達(dá)到±1 K;流量計(jì)則采用渦輪流量計(jì),全量程精度達(dá)到1%[7]。

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

3.1 噴霧性能

衡量噴霧性能的主要指標(biāo)包括噴霧錐角、噴霧粒徑等,相關(guān)結(jié)果如圖9、圖10所示。其中,圖9給出了噴注壓降為2.5 MPa工況下對(duì)應(yīng)的單噴嘴噴霧場(chǎng)。由圖9可知,噴霧分兩層,界面清晰明顯,對(duì)應(yīng)的錐角分別為111.3°、73.7°,與設(shè)計(jì)值(2.5 MPa噴注壓降下對(duì)應(yīng)內(nèi)外兩層錐角的設(shè)計(jì)值分別為104°、70°)基本保持一致。

圖9 單噴嘴設(shè)計(jì)工況下的噴霧場(chǎng)Fig.9 Photograph of spray field under design condition

圖10 不同截面上的SMD值隨噴注壓降的變化曲線Fig.10 SMD with pressure drop of different cross-section

噴嘴不同噴注壓降下不同截面上的SMD分布如圖10所示,由圖可知,同一測(cè)量高度(噴嘴出口中心至激光軸中心之間的距離)下,隨著噴注壓降的增大,SMD值逐漸變小,但這種趨勢(shì)在開(kāi)始時(shí)比較明顯,當(dāng)噴注壓降達(dá)到1.5 MPa后,隨著噴注壓降的增大,SMD值的減小趨于平緩;設(shè)計(jì)工況下(噴注壓降對(duì)應(yīng)為2.5 MPa)噴嘴SMD值達(dá)到40 μm左右,優(yōu)于設(shè)計(jì)指標(biāo)50 μm;隨著噴注壓降的增大,各測(cè)量高度下所測(cè)得到的SMD值表現(xiàn)的趨勢(shì)及大小基本保持一致,因此,相關(guān)的噴霧對(duì)比試驗(yàn)測(cè)量位置均設(shè)置在距離噴嘴出口中軸線下游15 cm高度處。

3.2 點(diǎn)火特性

針對(duì)設(shè)計(jì)的多點(diǎn)噴射燃?xì)獍l(fā)生器,開(kāi)展了一系列的點(diǎn)火試驗(yàn),出于安全考慮,選取燃?xì)饬髁繛?0 kg/s作為點(diǎn)火特性研究工況,相關(guān)曲線如圖11所示。由圖可知,與常規(guī)燃?xì)獍l(fā)生器保持一致,點(diǎn)火試驗(yàn)分為啟動(dòng)過(guò)程、燃燒過(guò)程及關(guān)車(chē)過(guò)程三個(gè)典型過(guò)程。其中,啟動(dòng)過(guò)程指的是從空氣、酒精依次進(jìn)入燃燒室至兩者在燃燒室內(nèi)建壓的過(guò)程;燃燒過(guò)程指的是燃燒室建壓后維持壓力穩(wěn)定工作的過(guò)程;關(guān)車(chē)過(guò)程指的是酒精供應(yīng)閥門(mén)關(guān)閉、吹除過(guò)程直至空氣供應(yīng)閥門(mén)關(guān)閉的過(guò)程。

圖11 燃?xì)獍l(fā)生器30 kg/s流量工況下壓力曲線Fig.11 Operation pressure curves of gas generator under 30 kg/s mass flowrate condition

通常采用點(diǎn)火時(shí)間及著火延遲時(shí)間來(lái)評(píng)價(jià)燃?xì)獍l(fā)生器的啟動(dòng)性能,相關(guān)曲線如圖12所示,在此定義點(diǎn)火時(shí)間ti為燃?xì)獍l(fā)生器酒精噴前壓力突躍時(shí)刻至燃燒室壓力突躍時(shí)刻的間隔;著火延遲時(shí)間ts則定義為燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室壓力突躍時(shí)刻至燃燒室壓力達(dá)到穩(wěn)態(tài)壓力值的95%之間的時(shí)間間隔[7,11,18]。由圖可知,燃?xì)獍l(fā)生器在30 kg/s工況下的點(diǎn)火及著火延遲時(shí)間分別約為0.14 s、0.25 s,相比于該工況下的空氣壓力達(dá)標(biāo)時(shí)間1.1 s而言,可以認(rèn)為:在忽略燃料霧化、蒸發(fā)及混合等毫秒量級(jí)時(shí)間的前提下,燃?xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火時(shí),酒精基本上是在噴入燃燒室的同時(shí)被點(diǎn)燃,即點(diǎn)火時(shí)間很短;此外,點(diǎn)著后的火焰?zhèn)鞑ニ俣容^快,使得燃燒室壓力在很短的時(shí)間內(nèi)達(dá)到穩(wěn)定值,即著火延遲時(shí)間同樣較短[7]。

圖12 燃?xì)獍l(fā)生器啟動(dòng)階段曲線Fig.12 Start-up curve of gas generator

為了適應(yīng)引射器多工況工作條件,同時(shí)探究燃?xì)獍l(fā)生器貧油點(diǎn)火邊界,在此針對(duì)燃?xì)獍l(fā)生器開(kāi)展了貧油點(diǎn)火極限探究試驗(yàn),安全起見(jiàn),此項(xiàng)工作仍基于30 kg/s流量工況開(kāi)展,通過(guò)調(diào)節(jié)酒精流量改變推進(jìn)劑的余氣系數(shù)α,實(shí)現(xiàn)多種試驗(yàn)工況,相關(guān)試驗(yàn)工況及試驗(yàn)結(jié)果如表2所示。其中,中途熄火對(duì)應(yīng)的工況工作曲線如圖13所示,可知,在2.4 s時(shí)刻,燃燒室壓力出現(xiàn)陡增,表明燃?xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火成功,但此時(shí)燃燒產(chǎn)生的熱量與空氣帶走的熱量基本持平,燃燒出現(xiàn)振蕩,造成燃?xì)獍l(fā)生器熄火,說(shuō)明此時(shí)的余氣系數(shù)基本達(dá)到貧油點(diǎn)火極限。

圖13 燃?xì)獍l(fā)生器貧油點(diǎn)火極限工作曲線Fig.13 Test curve of gas generator under the lean ignition limit

表2 貧油點(diǎn)火試驗(yàn)工況及結(jié)果

3.3 設(shè)計(jì)工況性能

燃?xì)獍l(fā)生器設(shè)計(jì)工況下的工作曲線如圖14所示,可知,發(fā)生器啟動(dòng)迅速,燃燒室壓力曲線平穩(wěn),流量及壓力滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。

圖14 燃?xì)獍l(fā)生器設(shè)計(jì)工況下工作曲線Fig.14 Operation curves of gas generator under the design condition

燃?xì)獍l(fā)生器測(cè)量端出口溫度(圖8所示的溫度排架2,測(cè)點(diǎn)按從上到下順序依次編號(hào))的分布如圖15所示,由圖可見(jiàn),同一徑向截面上溫度的分布呈現(xiàn)中間高、兩側(cè)低,這符合管路的熱防護(hù)設(shè)計(jì);此外,同一徑向截面上溫度的偏差保持在50 K以內(nèi),滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。根據(jù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室常用的出口溫度評(píng)價(jià)指標(biāo)——溫度徑向分布系數(shù)來(lái)分析燃?xì)獍l(fā)生器測(cè)量端出口溫度的分布均勻性,溫度徑向分布系數(shù)計(jì)算式如下[7]:

圖15 測(cè)量端出口溫度曲線Fig.15 Measurement section temperature distribution curves

式中,trmax、tin及tout分別表示燃?xì)獍l(fā)生器出口某截面徑向剖面最高溫度、來(lái)流平均溫度及出口平均溫度。

鑒于數(shù)據(jù)有限,將燃?xì)獍l(fā)生器徑向排架溫度視為徑向剖面溫度,經(jīng)過(guò)數(shù)據(jù)分析計(jì)算得到燃?xì)獍l(fā)生器設(shè)計(jì)工況下的徑向分布系數(shù)為8.6%,優(yōu)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室對(duì)出口燃?xì)獾木鶆蛐灾笜?biāo)要求(小于10%)[7,19]。

此外,為考核及驗(yàn)證火焰筒壁面多斜孔氣膜冷卻的有效性,試驗(yàn)過(guò)程中對(duì)火焰筒壁溫進(jìn)行了實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè),具體測(cè)點(diǎn)布局及編號(hào)示意圖如圖16所示。

圖16 火焰筒壁面溫度測(cè)點(diǎn)分布Fig.16 Combustion liner temperature measuring point

燃?xì)獍l(fā)生器設(shè)計(jì)工況下的火焰筒壁溫曲線如圖17所示,根據(jù)曲線可知,試驗(yàn)過(guò)程中火焰筒壁溫已達(dá)到平衡,各壁面測(cè)點(diǎn)的溫度均小于873 K,遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于火焰筒材料GH3039長(zhǎng)期允許的使用溫度[7]。此外,火焰筒壁溫沿氣流方向分布呈現(xiàn)中間高、兩端低,由此可見(jiàn),燃燒基本集中控制在中上游,不存在火焰過(guò)長(zhǎng)問(wèn)題,提高了設(shè)備的安全性能。為驗(yàn)證火焰筒頭部采用“沖擊+氣膜”冷卻方式的有效性,給出了燃?xì)獍l(fā)生器近100車(chē)次熱試(約2 000 s工作時(shí)間)后的噴注面板實(shí)物圖(如圖18所示),可知噴注面板經(jīng)長(zhǎng)時(shí)間工作后,深顏色區(qū)域較少,且集中于旋流器周邊,可以認(rèn)為該型燃?xì)獍l(fā)生器滿足長(zhǎng)時(shí)間安全運(yùn)行要求。

圖17 火焰筒壁面溫度曲線Fig.17 Combustion liner temperature distribution

圖18 噴注面板燒蝕照片F(xiàn)ig.18 Erosion photo of injection panel

4 結(jié)論

1)多點(diǎn)噴射結(jié)構(gòu)燃?xì)獍l(fā)生器技術(shù)方案可行,結(jié)構(gòu)緊湊,點(diǎn)火可靠性高,啟動(dòng)迅速,運(yùn)行平穩(wěn),出口溫度場(chǎng)均勻,滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。

2)相對(duì)于現(xiàn)有應(yīng)用引射領(lǐng)域內(nèi)的燃?xì)獍l(fā)生器而言,多點(diǎn)噴射結(jié)構(gòu)方案大大提升了空間利用率,減小了輔助系統(tǒng)規(guī)模,有效保證了引射系統(tǒng)的小型化。

3)燃?xì)獍l(fā)生器工作范圍寬,貧油點(diǎn)火極限基本達(dá)到4.34,可滿足引射系統(tǒng)多工況工作條件;此外,氣膜冷卻可保證燃?xì)獍l(fā)生器長(zhǎng)時(shí)間工作運(yùn)行。

4)有效結(jié)合了液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室與航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的綜合優(yōu)勢(shì),為引射系統(tǒng)及相關(guān)領(lǐng)域提供了一種新型、高效、大流量、安全環(huán)保、小體積及啟動(dòng)快等特點(diǎn)的燃?xì)庖錃庠捶桨浮?/p>

5)本研究擴(kuò)展了基于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室與航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室結(jié)構(gòu)的燃?xì)獍l(fā)生器的綜合應(yīng)用;為領(lǐng)域內(nèi)燃?xì)獍l(fā)生器的選型、設(shè)計(jì)及應(yīng)用提供有力借鑒。