铝粉对固体火箭发动机燃烧稳定性综合作用的机理研究

以航天推进系统中常用的固体火箭发动机为背景，深入研究在湍流与声场的共同作用下，铝粉对固体火箭发动机燃烧稳定性综合作用的机理。首先建立在旋涡结构影响下的颗粒相动力学模型，研究颗粒相与旋涡结构之间的相互作用机理；接着探讨湍流区域内流场、声场与颗粒相之间的能量输运特性，研究在旋涡结构影响下惰性颗粒相对发动机燃烧稳定性的综合作用；然后建立旋涡结构影响下铝粉分布燃烧模型，研究湍流区域内流场、声场与铝分布燃烧放热之间的能量输运特性，温度分布与压力振荡特性，建立分布燃烧对燃烧稳定性增益项表达式；最后根据线性叠加理论，以理论计算结果为指导，探索提高发动机燃烧稳定性的有效途径，并以装药点火试验加以验证。研究成果可为提高发动机燃烧稳定性提供理论依据，为推进剂装药设计与发动机结构优化设计提供理论依据和技术支持。

以航天推进系统中常用的固体火箭发动机为背景，深入研究了固体火箭发动机内的声场特性，涡声耦合特性以及分布燃烧特性。首先研究了固体火箭发动机内固有声振频率随燃面退移的变化规律；在此基础上开展了涡声耦合诱发的压力振荡特性研究，解释了固体火箭发动机工作末期的压力振荡机理以及压力振荡对推力振荡的放大机理，提出了采用头部空腔结构抑制大长径比发动机中不稳定燃烧的工程方案；继而研究了铝粉分布燃烧对固体火箭发动机燃烧稳定性的影响，结果表明压力振荡幅值随铝粉分布燃烧厚度呈现先增大后减小的趋势；最后提出了一种测试含铝复合推进剂压力耦合响应函数的新型T型燃烧器试验方案，测试了典型含铝复合推进剂高压低频下的压力耦合响应特性。研究成果可为提高发动机燃烧稳定性提供理论依据，为推进剂装药设计与发动机结构优化设计提供理论依据和技术支持。