空腔位置及結構對脈沖壓力振蕩的影響

蘇萬興，王寧飛，李要建，陳升澤，李軍偉，孫兵兵

(1.中國運載火箭技術研究院研究發展中心，北京 100076；2.北京理工大學 宇航學院，北京 100081)

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空腔位置及結構對脈沖壓力振蕩的影響

蘇萬興1,2，王寧飛2，李要建1，陳升澤1，李軍偉2，孫兵兵2

(1.中國運載火箭技術研究院研究發展中心，北京 100076；2.北京理工大學 宇航學院，北京 100081)

為了獲得不同空腔位置及結構對脈沖壓力振蕩特性的影響規律，利用Fluent軟件并結合UDF(用戶自定義函數)，對4種不同空腔模型的發動機開展了數值計算，得到了燃燒室內的流場結構與脈沖壓力振蕩特性，為發動機裝藥結構設計及不穩定燃燒抑制提供了理論指導。結果表明，頭部空腔能有效衰減脈沖波動壓力，有利于提高發動機的工作穩定性；中間位置空腔內容易產生旋渦脫落現象，繼而誘發渦聲耦合壓力振蕩，擴張式中間空腔內壓力振蕩比收斂式中間空腔內的壓力振蕩嚴重；末端空腔不僅削弱了噴管阻尼，而且在脈沖條件下易激發旋渦脫落，不利于發動機工作穩定性，在工程設計中，應慎重考慮翼面后置裝藥結構。

固體火箭發動機；空腔；脈沖壓力振蕩；不穩定燃燒

0 引言

不穩定燃燒現象是固體火箭發動機研制過程中經常遇到的棘手問題之一，其基本特征是燃燒室壓強作周期或近似周期性的變化[1]。眾多因素可誘發不穩定燃燒現象，如推進劑壓力耦合響應、渦聲耦合、分布燃燒等[2-5]。針對不穩定燃燒，國內外開展大量的試驗、理論與數值研究工作[2,6-13]。以法國國家航天航空研究中心(ONERA)為首的歐洲國家，針對Ariane5固體助推器P230中出現的壓力及推力振蕩問題，開展了ASSM項目及POP計劃[6,12]，深入研究了渦聲耦合對壓力振蕩的誘發機理。為了解決航天飛機助推發動機 RSRM、Titan IV 助推發動機SRMU中出現的不穩定燃燒問題，美國自1995年開始進行了多學科大學創新研究計劃(MURI)[11]，對發動機燃燒室內的基元化學反應、金屬燃燒和氣體動力學進行了模型和試驗研究，全面認識了火箭發動機中推進劑不穩定燃燒的耦合方式以及影響不穩定燃燒發展的因素。美國海軍空戰中心(Naval Air Warfare Center) 的Blomshield[13]針對多種復合推進劑，利用T型燃燒器進行了大量的試驗研究，總結了配方及工作條件對壓力耦合響應函數的影響規律。國內北京理工大學王寧飛教授與西北工業大學劉佩進教授在不穩定燃燒領域開展了大量研究工作，在渦聲耦合[14-15]、推進劑壓力耦合響應[16-17]、非線性不穩定燃燒[18]、不穩定燃燒預示及抑制[19]等領域，取得了一定的進展。

近年來，隨著導彈武器技術的發展，大推力、遠射程等軍事需求的不斷提高，眾多戰術導彈采用了大長徑比、翼柱裝藥結構的固體火箭發動機[20]，此類結構發動機在工作過程中，隨著翼面的消失在燃燒室內形成空腔結構；另外，對于分段固體火箭發動機，段與段的連接處會存在狹縫結構[21-23]。不同的空腔位置對發動機工作穩定性的影響不盡相同。Blomshield[2]研究表明，主燃面位于燃燒室末端容易引發壓力振蕩現象。Gallier等[24]針對P230 縮比試驗發動機進行了試驗及數值研究。結果表明，末端空腔易于產生不穩定燃燒現象。張嶠[25]通過數值計算表明，頭部空腔對燃燒室內的壓力振蕩有一定的抑振作用。然而，在Prevost等[12]對LP9發動機的試驗研究中發現，在發動機頭部增加空腔，壓強振幅反而有增大的趨勢，但并未對該現象做出解釋。此外，對于中間位置空腔對發動機工作穩定性的影響也缺乏公開報道。因此，在固體火箭發動機裝藥設計中，空腔結構對發動機工作穩定性的影響還存在一定的爭議與不足之處?；诖?，本文針對不同空腔位置及不同空腔結構展開數值計算研究，系統探討空腔對燃燒室內脈沖壓力振蕩的響應特性的影響規律，為發動機裝藥結構設計與不穩定燃燒抑制提供理論指導。

1 數值模型與邊界條件

1.1 數值計算模型及方法

本文采用了簡單的管型發動機，并將其簡化為二維軸對稱模型，基本模型如圖1所示。燃燒室空腔長度為1 m，半徑0.1 m，噴喉半徑30 mm，噴管收斂段為簡單的錐型型面，收斂半角為45°。為了研究空腔位置及結構對流場及脈沖壓力振蕩特性的影響，在該模型的基礎上，分別在發動機的頭部、中間位置及末端引入同樣大小的空腔?？涨晃挥谥虚g位置的情況下，分別定義了收斂式和擴張式2種類型的空腔結構，具體結構見下文。需說明一點，在本文定義的擴張式空腔中，擴張角滿足產生轉角旋渦脫落的條件。為了便于記錄燃燒室內的壓力變化，在頭部設置了虛擬壓力監測點，同樣如圖1所示。

圖1 數值計算基本模型Fig.1 Basic numerical model

本研究中，主要關注燃燒室內受到脈沖觸發后的壓力振蕩特性，而不去關心流場細微的流動特性，因而采用了兩方程湍流模型。選用了標準k-ε湍流模型，對雷諾平均Navier-Stokes方程進行封閉。在數值計算中，首先對流場開展了穩態迭代，當迭代至5 000步左右流場較好的收斂以后，繼而開啟非穩態流場計算。時間項采用二階隱式格式，計算步長為5×10-5s，CFL(Courant-Friedrich-Lewy)數設置為1。在非穩態計算過程中，發動機頭部以固定的質量流率向燃燒室內注入氣體以維持平衡壓力，當監測點壓力不再波動時，通過UDF(User Defined Functions)瞬時增大質量流率用以模擬脈沖波，具體方法詳見文獻[19]。通過分析不同空腔下的流動特性與脈沖壓力振蕩特性及阻尼特性，來綜合反映不同空腔結構對發動機穩定性的影響。

1.2 邊界條件

邊界條件同樣如圖1所示，采用了軸向加質的方式，發動機頭部為質量入口，將氣體工質視為理想氣體處理。計算中，不考慮推進劑燃燒化學反應過程，介質溫度為3 000 K。出口采用了壓力出口條件，在壁面邊界上選取無滑移邊界條件。在不同的計算模型中，基本邊界條件均保持一致。

2 流場特性

2.1 穩態流場特性

首先，針對不同空腔結構開展了穩態流場計算，所得速度流線圖如圖2所示。

由圖2可見，當在燃燒室內引入空腔后，空腔內均會產生明顯的回流泡，表明空腔內氣流產生了分離，嚴重時將會產生旋渦脫落現象?？涨晃挥诓煌奈恢?，氣體回流現象將對燃燒室內的壓力振蕩特性產生不同的影響。從聲學角度講，頭部空腔和末端空腔均處于聲壓波腹，是對稱位置。然而，末端氣流速度大，流場特性復雜；另外，末端空腔使得通氣面積增大，導致喉通比下降，這將對噴管阻尼特性產生很大的影響。中間空腔位于一階聲振型速度波腹的位置，此處速度振幅達到最大值，微弱的速度擾動極易被放大，當旋渦脫落源位于速度波腹位置時，容易激發較嚴重的渦聲耦合壓力振蕩現象[26]。

(a) 頭部空腔

(b) 收斂式中間空腔

(c) 擴張式中間空腔

(d) 末端空腔

發動機頭端至末端的流動特性不盡相同，在發動機頭部，發動機內的流動基本為層流狀態；在發動機末端，氣流速度增大，發動機內的流動由層流狀態逐漸過渡至湍流狀態。因此，在發動機不同位置空腔產生的旋渦脫落強度也不盡相同，旋渦脫落引起的壓力振蕩也有所不同。此外，空腔結構不同，對旋渦的形成、碰撞及反饋也會有一定的影響。下文將詳細探討非穩態條件下，不同空腔位置及結構下的旋渦脫落現象及壓力振蕩特性。

2.2 非穩態流場特性

空腔內氣流產生流動分離現象可直觀地通過旋渦脫落來表征，反映旋渦脫落強度的參數為渦量。本節中，主要以渦量圖來描述不同位置及不同形狀空腔內的非穩態流場特性。非穩態計算過程中，在0～0.1 s之間，發動機頭部以固定的質量流率向燃燒室注入氣體，在0.1 s時刻，質量流率突然增大，在燃燒室內激發壓力振蕩，隨后質量流率恢復至初始值，脈沖產生的壓力振蕩逐漸衰減，通過分析脈沖壓力振蕩幅值來評估空腔對發動機工作穩定性的影響。下文分析中，0～0.1 s為無脈沖流動，0.1 s以后為脈沖后流動?？涨晃挥诎l動機頭部時，由于空腔位于氣流入口附近，該處氣流速度較低，盡管空腔內產生了氣流分離，存在回流泡，但氣流強度不足以形成旋渦脫落現象。

空腔位于燃燒室中間位置時，空腔內產生了較明顯的旋渦脫落現象。時間脈沖前(0～0.1 s)空腔內的旋渦運動軌跡如圖3所示。圖3中，左端為擴張式中間空腔，右端為收斂式中間空腔，圖3(a)、(b)、(c)、(d)之間的時間間隔為0.01 s。

(a) t=0.05 s

(b) t=0.06 s

(c) t=0.07 s

(d) t=0.08 s

從圖3左端的擴張式中間空腔內的旋渦運動軌跡可看出，氣流流經空腔前緣傾角時產生了流動分離，繼而形成了旋渦脫落現象，脫落的旋渦隨主流向下運動，至空腔后緣處碰撞破碎，部分沿著燃燒室壁面向下游運動，剩余部分沿空腔后緣向上游運動，形成了圖2(c)所示的回流泡現象。在圖3右端的收斂式空腔內，直至t=0.06 s時，才形成旋渦脫落現象。與擴張式空腔內旋渦運動軌跡比較，收斂式空腔內旋渦核心位于空腔中間位置，而擴張式空腔內旋渦核心位于空腔前緣附近。另外，對比兩種空腔內旋渦核心處的渦量可發現，擴張式空腔內旋渦核心渦量可達8 000 s-1，而收斂式空腔內的旋渦核心渦量最大僅為6 000 s-1，表明擴張式中間空腔內的旋渦強度要強于收斂式空腔內的旋渦強度。這是由于收斂式空腔前緣傾角有利于氣流分離，容易形成旋渦脫落，而空腔后緣為直角，不僅不利于旋渦的衰減與擴散，而且直角能夠加強聲能反射。從發動機穩定性角度分析，擴張式中間空腔內的壓力振蕩程度將會高于收斂式空腔內的壓力振蕩，不利于發動機的穩定性。

當空腔置于燃燒室末端時，在施加脈沖之前(0.1 s之前)，末端空腔內沒有形成旋渦脫落現象，如圖4(a)所示?？煽闯?，空腔開口位置處存在明顯的氣流剪切層，該剪切層從空腔前緣延伸至空腔后緣和噴管收斂段處。剪切層在空腔后緣處碰撞產生氣流折轉，在空腔內形成了圖2(d)所示的回流泡現象。由于末端空腔與噴管連接，收斂段處氣流加速，剪切層氣流強度容易被加速的主流氣體所耗散，不易于形成穩定的旋渦脫落現象。當燃燒室內施加脈沖后(0.1 s后)，入口處氣體質量流率瞬時增大，導致剪切層氣流強度增大，使其能夠克服主流區域的阻力，形成了旋渦脫落現象，如圖4(b)所示，旋渦核心處渦量可達6 000 s-1左右。當脈沖結束后，質量流率回復至初始水平，剪切層強度變弱，空腔前緣傾角處不再產生新的旋渦。脈沖后產生的旋渦隨主流往下游運動，運動的過程中，旋渦強度逐漸被衰減，圖4(c)中，旋渦核心處渦量僅為4 500 s-1左右。旋渦運動至噴管收斂段處碰撞破碎，直至消失。最后，燃燒室內的流場分布與脈沖前保持一致，如圖4(d)所示。

(a) t=0.1 s

(b) t=0.12 s

(c) t=0.14 s

(d) t=0.16 s

綜上分析，不同空腔位置與空腔形狀對燃燒室內的流場特性影響各不一樣，因而對脈沖壓力振蕩特性也會有不同影響。下一章將集中討論對壓力振蕩特性的影響，后續分析中，以頭部監測點數據為例。

3 脈沖壓力振蕩特性

本章將分別計算含有不同空腔位置、不同空腔結構發動機內的脈沖壓力振蕩特性，并與不含空腔發動機內的脈沖壓力振蕩特性進行對比分析，總結空腔對發動機工作穩定性的影響。

3.1 頭部空腔脈沖壓力振蕩特性

對含有頭部空腔和不含頭部空腔的模型進行數值計算。2種模型采用了同樣的脈沖強度，脈沖后波動壓力衰減過程見圖5。圖5中，實線代表含有頭部空腔模型，虛線代表不含空腔模型。由圖5可明顯看出，引入頭部空腔后，在燃燒室受到同等脈沖的激勵的情況下，含頭部空腔發動機內的脈沖波動壓力幅值明顯低于不含空腔的發動機，這就意味著頭部空腔起到了一定的抑制壓力振蕩的作用。如上一章所述，頭部空腔內存在回流泡現象，但沒有產生旋渦脫落現象。因此，當燃燒室受到脈沖激勵后，部分聲能將被空腔內的回流現象所耗散，提高了發動機的整體穩定性。

圖5 含/不含頭部空腔下脈沖壓力振蕩衰減過程Fig.5 Pulsed pressure oscillations (with/without head cavity)

Prevost等[12]對Ariane助推器的縮比發動機(LP9-No.15)點火試驗中發現，在發動機頭部增加空腔，壓力振幅反而有增大的趨勢，但未對該現象進一步解釋。作者認為，LP9-No.15發動機的長徑比較大，容易誘發表面旋渦脫落，LP9-No.15發動機增加的頭部空腔使得發動機總長度進一步增大，使其更易出現表面旋渦脫落現象，因此加入頭部空腔后，壓力振幅增大是由于表面旋渦脫落強度增大所致。在本研究中，發動機長徑比較小，不存在表面旋渦脫落現象；另外，引入空腔也未改變發動機的長度。結果表明，引入頭部空腔后，對脈沖壓力振蕩具有顯著的抑振作用，抑振原理與LP9-No.15內的空腔作用不盡相同，對于長徑比不大的發動機而言，頭部空腔對抑制不穩定燃燒的作用是可觀的。

3.2 末端空腔脈沖壓力振蕩特性

對含有末端空腔和不含空腔模型的計算結果進行對比分析，結果如圖6所示?？煽闯?，引入末端空腔后，在受到同等脈沖強度的激勵后，含有末端空腔的發動機壓力振蕩幅值明顯高于不含空腔發動機；此外，含有末端空腔發動機內的壓力衰減速率要低于不含空腔的發動機。由于發動機末端氣流處于湍流狀態，此處引入空腔后容易在空腔開口處形成氣流剪切層，該剪切層與噴管碰撞將會進一步增強壓力振蕩。另外，當剪切層強度增大時，還易形成旋渦脫落現象，進而引起渦聲耦合壓力振蕩。在末端引入空腔后，還會造成發動機喉通比J減小，進而導致噴管阻尼下降。因此，從渦聲耦合增益及噴管阻尼角度而言，末端空腔均不利于發動機工作穩定性。

對于翼面后置的固體火箭發動機而言，工作至末期，形成末端空腔難以避免，為了盡可能減小末端空腔帶來的壓力振蕩，要盡可能合理設計翼面后置的裝藥結構，在工作末期時，后翼面燃盡后形成的突擴角盡量避免出現在二階聲速波腹位置[26]，如果恰好在速度波腹位置，旋渦脫落強度將會進一步被激發，繼而造成嚴重的壓力振蕩現象。

圖6 含/不含末端空腔下脈沖壓力振蕩衰減過程Fig.6 Pulsed pressure oscillations (with/without end cavity)

3.3 中間空腔脈沖壓力振蕩特性

對含有擴張式中間空腔和不含空腔發動機的計算結果進行對比分析，結果如圖7所示。在施加脈沖激勵之前(0.1 s之前)，不含空腔的發動機內無壓力振蕩現象，發動呈穩定的工作狀態；然而，在含有擴張式中間空腔的發動機內逐步產生了壓力振蕩現象，在0.05 s左右形成了穩定的周期性壓力振蕩，即所謂的極限振幅現象。這是由于在脈沖激勵之前，不含空腔的發動機內不存在周期性擾動，而在擴張式中間空腔內存在周期性旋渦脫落現象。在圖3(a)中，穩定的周期性旋渦脫落現象出現在t'=0.05 s左右，與圖7內形成極限振幅壓力振蕩的時間對應，表明擴張式中間空腔內的壓力振蕩是由旋渦脫落引起的。當脈沖激勵結束以后，不含空腔發動機內的壓力振蕩逐漸衰減，最終壓力振蕩消失。然而，在含有擴張式中間空腔的發動機內，壓力振蕩衰減至一定程度后，重新以極限振幅形式振蕩。這是由于脈沖激勵結束后，擴張式中間空腔內依然存在穩定的旋渦脫落現象。因此，極限振幅壓力振蕩現象始終存在。上述分析表明，收斂式中間空腔不利于發動機工作穩定性。

另外，對收斂式與擴張式中間空腔下的自激壓力振蕩進行了研究，2種空腔結構下的脈沖壓力振蕩衰減過程如圖8所示。

圖7 含/不含中間空腔下脈沖壓力振蕩衰減過程Fig.7 Pulsed pressure oscillations (with/without convergent middle cavity)

圖8 不同中間空腔下脈沖壓力振蕩衰減過程Fig.8 Pulsed pressure oscillations in different middle cavities

可看出，無論是擴張式中間空腔，還是收斂式中間空腔，空腔內易產生周期性的旋渦脫落現象，因此會激發壓力振蕩。由非穩態流場特性分析可知，擴張式中間空腔內的旋渦核心渦量強度可達8 000 s-1，而收斂式空腔內旋渦核心渦量強度為6 000 s-1。因此，含擴張式中間空腔發動機內的自激勵壓力振蕩幅值要明顯高于收斂式中間空腔發動機內的振幅。此外，對比圖3可知，擴張式中間空腔內，在t=0.05 s時，形成了穩定的旋渦脫落現象；而收斂式空腔內，在t=0.07 s時，形成了穩定的旋渦脫落現象。從圖8同樣可明顯看出，該時間滯后，表明擴張式中間空腔更易產生旋渦脫落。

綜上分析表明，頭部空腔對脈沖壓力振蕩有一定的衰減作用，有利于提高發動機工作穩定性；擴張式和收斂式中間空腔內易產生周期性旋渦脫落現象，進而導致渦聲耦合壓力振蕩，壓力振蕩呈極限振幅狀態，均不利于發動機工作穩定性，而且擴張式內中間空腔內的極限壓力振幅顯著高于收斂式中間空腔內的壓力振幅；末端氣流處于湍流狀態，此處引入空腔后，容易在空腔開口處形成氣流剪切層，該剪切層與噴管碰撞將會進一步增強壓力振蕩；另外，施加脈沖能夠加強氣流剪切層強度，還容易形成旋渦脫落現象，進而導致脈沖壓力振蕩幅值進一步增大。因此，末端空腔也不利于發動機的穩定性。

在工程設計中，應盡量避免在發動機中間位置處形成空腔、臺階等結構。同時，也要盡可能避免在發動機末端形成空腔結構。如果翼面后置結構無法避免，需合理設計翼面裝藥段與圓柱裝藥段的交接位置，在工作末期時，后翼面燃盡后形成的突擴角避免出現在二階聲速波腹位置，從而盡可能減小旋渦脫落誘發的壓力振幅。

4 結論

(1)燃燒室內不同空腔位置對發動機穩定性各不相同，頭部空腔能夠有效地衰減脈沖波動壓力，有利于提高發動機的工作穩定性。

(2)中間位置空腔內易產生旋渦脫落現象，繼而誘發渦聲耦合壓力振蕩，擴張式中間空腔內壓力振蕩比收斂式中間空腔內的壓力振蕩嚴重。

(3)末端空腔一方面引起轉角旋渦脫落，另一方面減小了喉通比J，導致噴管阻尼急劇減小，不利于發動機工作穩定性，在工程設計中，應慎重考慮翼面后置裝藥結構。

[1] 孫維申. 固體火箭發動機不穩定燃燒[M]. 北京: 北京工業學院出版社, 1987.

[2] Blomshield F S. Lessons learned in solid rocket combustion instability[R]. AIAA 2007-5803.

[3] 王寧飛, 張嶠, 李軍偉, 等. 固體火箭發動機不穩定燃燒研究進展[J]. 航空動力學報, 2011, 26(6): 1405-1414.

[4] 劉佩進, 金秉寧, 李強. 戰術導彈固體發動機燃燒不穩定研究概述[J]. 固體火箭技術, 2012, 35(4): 446-449.

[5] 王寧飛, 蘇萬興, 李軍偉, 等. 固體火箭發動機中鋁粉燃燒研究概述[J]. 固體火箭技術, 2011, 34(1): 61-66.

[6] Fabignon Y, Dupays J. Instability and pressure oscillations in solid rocket motors[J]. Aerospace Science and Technology, 2003, 7(3): 191-200.

[7] Gallier S, Godfroy F. Aluminum combustion driven instabilities in solid rocket motors[J]. Journal of Propulsion and Power, 2009, 25(2): 509-521.

[8] Sabnis J S. Numerical simulation of distributed combustion in solid rocket motors with metalized propellant[J]. Journal of Propulsion and Power, 2003, 19(1): 48-55.

[9] Golafshani M, Farshchi M, Ghassemi H. Effects of grain geometry on pulse-triggered combustion instability in rocket motors[J]. Journal of Propulsion and Power, 2002, 18(1): 123-130.

[10] Javed A, Chakraborty D. Damping coefficient prediction of solid rocket motor nozzle using computational fluid dynamics[J]. Journal of Propulsion and Power, 2014, 30(1): 19-23.

[11] Blomshield F S. Summary of multi-disciplinary university research initiative in solid propellant combustion instability[R]. AIAA 2000-3172.

[12] Prevost M, Godon J C, Innegraeve O. Thrust oscillations in reduced scale solid rocket motors, part I: experimental investigations[R]. AIAA 2005-4003.

[13] Blomshield F S. Pressure-coupled response of solid propellants[J]. International Journal of Energetic Materials and Chemical Propulsion, 2011, 10(2): 85-105.

[14] 張嶠, 李軍偉, 王偉臣, 等. 固體火箭發動機渦聲耦合特性數值研究[J]. 推進技術, 2011, 32(3): 348-354.

[15] 陳曉龍, 何國強, 劉佩進, 等. 潛入式噴管對燃燒室中壓力振蕩的影響[J]. 固體火箭技術, 2010, 33(3): 252-255.

[16] 劉佩進, 齊宗滿, 金秉寧, 等. 兩種含鋁復合推進劑壓強耦合響應的實驗對比[J]. 固體火箭技術, 2013, 36(1): 83-88.

[17] Su Wan-xing, Wang Ning-fei, Li Jun-wei, et al. Improved method of measuring pressure coupled response for composite solid propellants[J]. Journal of Sound and Vibration, 2014, 333(8): 2226-2240.

[18] 劉佩進, 魏少娟, 楊尚榮. 固體火箭發動機非線性燃燒不穩定分析方法[J]. 固體火箭技術, 2013, 36(3): 302-309.

[19] 蘇萬興. 大長徑比固體火箭發動機不穩定燃燒預示及抑制方法研究[D]. 北京：北京理工大學, 2015.

[20] 胡大寧, 何國強, 劉佩進, 等. 翼柱型藥柱固體火箭發動機不穩定燃燒研究[J]. 固體火箭技術, 2010, 33(5): 502-506.

[21] 王健儒, 何國強, 李強, 等. 分段式固體火箭發動機內部流動不穩定性數值分析[J]. 推進技術, 2013, 34(1): 93-98.

[22] 劉佩進, 楊尚榮. 分段固體火箭發動機中聲渦耦合現象的實驗研究現狀[J]. 固體火箭技術, 2013, 35(6): 726-731.

[23] 王建儒, 何國強, 許團委, 等. 燃燒室對接狹縫設計參數對壓強振蕩的影響研究[J]. 固體火箭技術, 2012, 35(4): 474-478.

[24] Gallier S, Prevost M, Hijlkema J. Effects of cavity on thrust oscillations in subscale solid rocket motors[R]. AIAA 2009-5253.

[25] 張嶠, 李軍偉, 蘇萬興, 等. 頭部空腔對固體火箭發動機壓強振蕩抑制作用的數值研究[J]. 固體火箭技術, 2012, 35(1): 34-41.

[26] 蘇萬興, 李軍偉, 張嶠, 等. 渦脫位置及溫度對渦聲效應壓力振蕩影響研究[J]. 推進技術, 2013, 34(2): 248-253.

(編輯：崔賢彬)

《硼的點火和燃燒》

作 者：周俊虎、劉建忠、張彥威、汪 洋

書 號：978-7-03-040293-6

出版日期：2015年9月

開 本：16開

字 數：416000

定 價：158.00元

內容簡介：硼的點火和燃燒相關研究是固體推進技術的關鍵科學問題。本書系統地介紹了硼顆粒及含硼燃料的物理化學特性、點火燃燒特性及其促進方法，點火和燃燒理論模型、微尺度下點火燃燒特性。涉及多種不同的實驗技術、測試技術、數值計算技術和化學建模方法，涵蓋了含硼燃料在固體火箭沖壓發動機推進系統和固體微型推進器兩種不同技術背景下的應用。既論述了原理性的基礎科學研究，又討論了實際應用中的工藝和工程問題。

本書內容豐富，實用性強?？晒氖屡痤w粒、含硼燃料及固體推進技術研究相關工作的工程技術人員、科研人員閱讀使用，也可作為高等院校相關專業師生的教學、參考用書。

本書在中國科學院科學出版基金資助下，由科學出版社出版。

Effects of cavity position and structure on pulsed pressure oscillations

SU Wan-xing1,2, WANG Ning-fei2, LI Yao-jian1,CHEN Sheng-ze1,LI Jun-wei2, SUN Bing-bing2

(1.Research & Development Center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China;2.School of Aerospace Engineering, Beijing Institute of Technology, Beijing 100081, China)

In order to research the effects of cavity position and structure on pulsed pressure oscillations, four kinds of rocket motor models with different cavities were numerically studied via Fluent along with UDF(User Defined Functions). The flow structures and pulsed pressure oscillation characteristics were obtained, which can provide theoretical guidance for the design of grain structure and suppression of combustion instability. The results indicate that head end cavity is contributed to suppressing combustion instability. Middle cavity can easily induce vortex-driven-pressure oscillations, and the convergent middle cavity is better than divergent middle cavity in terms of the motor stability. After end cavity is harmful to motor stability because the end cavity can reduce the nozzle damping and induce vortex shedding under the pulsed condition. Therefore, the finocyl-end grain structure should be carefully considered in engineering design.

solid rocket motor；cavity；pulsed pressure oscillation；combustion instability

2015-02-11；

：2015-03-26。

蘇萬興(1987—)，男，博士，研究方向為固體火箭發動機不穩定燃燒。E-mail:suwx_bit@163.com

V435

A

1006-2793(2015)06-0811-07

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.06.011