装药及喷管型面对固体发动机涡声振荡影响

doi:10.7527/S1000-6893.2024.30172

流体力学与飞行力学

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装药及喷管型面对固体发动机涡声振荡影响

曹俊维¹, 李军伟¹(), 王小东², 王宁飞¹

^1.北京理工大学宇航学院，北京 100081
^2.内蒙动力机械研究所，呼和浩特 010010

收稿日期:2024-01-17 修回日期:2024-02-02 接受日期:2024-03-20 出版日期:2024-11-15 发布日期:2024-03-29
通讯作者: 李军伟 E-mail:lijunwei256@163.com
基金资助:
中央高校基本科研业务费专项资金(2024CX06002);国家自然科学基金(22027811)

Influence of internal surfaces of grains and nozzles on vortex-acoustic oscillations in solid rocket motor

Junwei CAO¹, Junwei LI¹(), Xiaodong WANG², Ningfei WANG¹

^1.School of Aerospace Engineering，Beijing Institute of Technology，Beijing 　100081，China
^2.Inner Mongolia Power Machinery Research Institute，Hohhot 　010010，China

Received:2024-01-17 Revised:2024-02-02 Accepted:2024-03-20 Online:2024-11-15 Published:2024-03-29
Contact: Junwei LI E-mail:lijunwei256@163.com
Supported by:
Fundamental Research Funds for the Central University(2024CX06002);National Natural Science Foundation of China(22027811)

摘要/Abstract

摘要：

为研究某翼柱装药固体火箭发动机内部压力振荡的原因，应用大涡模拟等方法计算了流场，捕捉到了压强振荡频率与涡脱落频率，分析了不同时刻燃面、不同喷管收敛段以及不同突扩结构对涡声耦合的影响。结果显示：翼柱型装药在燃面退移早期更易发生涡声振荡，燃烧末期时流场比较稳定；通过调整喷管收敛段的型面能一定程度上减弱压强振荡，但无法打破涡声频率；通过改变突扩结构能有效消除涡声耦合现象，从而抑制固体火箭发动机燃烧室不稳定燃烧现象。

关键词: 涡声耦合, 压力振荡, 燃面, 喷管收敛段, 突扩结构

Abstract:

To study the cause of internal pressure oscillation of a Solid Rocket Motor （SRM） with the finocyl grain， we calculate the flow field with large eddy simulation and other methods， capture the pressure oscillation frequency and the vortex shedding frequency， and analyze the effects of burning surfaces at different times， different nozzle convergence sections and different dump structures on the vortex-acoustic coupling. The results show that the finocyl grain is more prone to vortex-acoustic oscillation in the early stage of the grain burnback， while the flow field is relatively stable at the end of combustion. By adjusting the convergence section surface of the nozzle， the pressure oscillation can be weakened to a certain extent. However， the vortex-acoustic frequency cannot be broken. By changing the dump structure， the vortex-acoustic coupling phenomenon can be effectively eliminated， so as to inhibit the unstable combustion of combustion chambers of solid rocket motors.

Key words: vortex-acoustic coupling, pressure oscillation, burning surfaces, convergence sections of nozzles, dump structures

中图分类号:

V435

曹俊维, 李军伟, 王小东, 王宁飞. 装药及喷管型面对固体发动机涡声振荡影响[J]. 航空学报, 2024, 45(21): 130172.

Junwei CAO, Junwei LI, Xiaodong WANG, Ningfei WANG. Influence of internal surfaces of grains and nozzles on vortex-acoustic oscillations in solid rocket motor[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2024, 45(21): 130172.

图/表 32

表 1

图 1

图 2

表 2

图 3

图 4

图 5

表 3

图 6

表 4

推进剂及燃气参数

物理量	数值
$λ$ /（W·（m·K）^-1）	0.024 2
$μ$ /（kg·（m·s）^-1）	1.789 4×10^-5
$T$ /K	3 200
$c p$ /（J·（kg·K）^-1）	3 285.8
$M$ /（g·mol^-1）	32.5

表 4

图 7

图 8

图 9

图 10

图 11

图 12

图 13

表 5

T1~T6工况计算结果对比

参数	T1	T2	T3	T4	T5	T6
R/R₀	0.35	0.36	0.37	0.40	0.43	0.46
f/Hz	230	238	204	108
P/Pa	4 372	5 044	1 260	177
$U ¯$ /（m·s^-1）	75	78	69	56	51	47

表 5

图 14

表 6

图 15

表 7

图 16

图 17

图 18

图 19

图 20

图 21

图 22

图 23

图 24

表 8

参考文献 24

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

声模态阶数	文献［12］结果/Hz	计算结果/Hz	误差/%
一阶	409	411	0.49
二阶	822	821	0.12
三阶	1 273	1 271	0.16
四阶	1 731	1 705	1.5

模态阶数	监测点1			监测点2
模态阶数	仿真/Hz	文献［12］实验/Hz	误差/%	仿真/Hz	文献［12］实验/Hz	误差/%
一阶	404	408	0.9	402	411	0.9
二阶	808	874	7.6	803	874	8.1
三阶	1 257	1 285	2.1	1 250	1 285	2.7
四阶	1 721	1 744	1.3	1 711	1 883	9.1

喷管型面	潜入深度/mm
T2	0
N1	185
N2	118
N3	44
N4	-39
N5	-115

频率	N1	N2	N3	N4	N5	T2
f_固/Hz	240	239	234	228	224	239
f_脱/Hz	240	224	232	229	224	238

工况	主频/Hz	主频振幅/Pa
T2	225	5 044
N1	240	3 090
N2	224	5 690
N3	232	3 247
N4	230	3 019
N5	224	1 684

装药及喷管型面对固体发动机涡声振荡影响

Influence of internal surfaces of grains and nozzles on vortex-acoustic oscillations in solid rocket motor

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工况	一阶固有频率/Hz	旋涡脱落频率/Hz	FFT主频率/Hz	FFT主频振幅/Pa	主频振幅下降百分比/%
T2	239	238	225	5 000
G1	232	238	220	800	84
G2	232	238	223	3 700	35
G3	231	238	211	550	89
G4	233	208	220	600	88
G5	236	100	101	54	99

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