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申请/专利权人：西安航天动力研究所

摘要：本发明具体涉及一种用于撞击式喷注器喷注分区的稳定性分析方法，用于解决现有的零维和一维工程分析方法无法满足实际工程需求的问题。本发明步骤如下：步骤1，对燃烧室进行径向分区，得到N个燃烧区边界圆的直径di‑mid；步骤2，对步骤1中的各燃烧区建立相对应的流管模型，并得到各燃烧区的平均释热速率Qi_t；同时，选取各燃烧区相对的敏感时滞τi_s以及相互作用指数ni；步骤3，针对不同燃烧区分别构建时滞类的燃烧响应函数Qi_e，步骤4，将步骤4中得到的Qi_e代入到声学求解器中，最终得到包含实部和虚步的复频率。本发明能够在考虑多种因素的情况下快速进行稳定性计算。

主权项：1.用于撞击式喷注器喷注分区的稳定性分析方法，其特征在于，所述步骤如下：步骤1，对燃烧室进行径向分区，得到N个燃烧区边界圆的直径di-mid，其中i为燃烧区编号，i＝1，2…，N，N为奇数；步骤2，对步骤1中的各燃烧区建立相对应的流管模型，并得到各燃烧区的平均释热速率Qi_t，具体计算过程如下：步骤2.1，依据自燃推进剂多流管耦合模型，建立不同燃烧区的流管模型；步骤2.2，通过步骤2.1建立的各燃烧区的流管模型，获取各燃烧区内的推进剂液滴蒸发燃烧速率的峰值位置，从而得到各燃烧区推进剂液滴的集中燃烧位置；步骤2.3，通过步骤2.1建立的各燃烧区的流管模型，计算各燃烧区内推进剂液滴蒸发燃烧过程所需要的蒸发时间，根据各自燃烧区的蒸发时间长短，判断不易挥发组元的成分；步骤2.4采用化学热力学平衡计算软件CEA，根据燃烧室室压和各燃烧区氧化剂流量与燃料流量的比值，确定各燃烧区的平均燃气参数，所述平均燃气参数包括燃气平均比热Cpi_gas和燃气平均温度Ti_gas，其中，i为燃烧区编号；步骤2.5根据下式计算各燃烧区总的平均释热速率Qi_t：Qi_t＝qi×Cpi_gas×Ti_gas-T0其中，qi为第i个燃烧区的推进剂流量，T0为推进剂初始温度，对于自燃推进剂，T0即为常温，各燃烧区推进剂初始温度一致；步骤3，选取各燃烧区相对的敏感时滞τi_s以及相互作用指数ni，其中，得到各燃烧区相对的敏感时滞τi_s具体为：将各燃烧区不易挥发组元对应喷注孔的喷注直径代入到敏感时滞的NASA经验拟合直线图中，近似得到各燃烧区相对应敏感时滞τi_s；或者，将步骤2.3中获得的蒸发时间的20％作为敏感时滞τi_s；其中，得到各燃烧区相互作用指数ni具体如下：将各燃烧区不易挥发组元对应喷注孔的喷注直径代入到相应图中，得到各燃烧区相互作用指数ni；步骤4，针对不同燃烧区分别构建时滞类的燃烧响应函数Qi_e，其具体形式如下： 其中，为燃烧室平均压力，各燃烧区该值均一致； 为燃烧室脉动压力值；Qi_t为第i燃烧区平均释热速率；τi_s为第i燃烧区的敏感时滞；ni为第i燃烧区的相互作用指数；e-iωτi_s项中e为自然常数，ω为角频率，ω＝2×π×f，f为频率； 为集中释热区域的体积，di-mid为第i燃烧区边界圆直径的大小,h为集中燃烧区域的圆形薄片的厚度；步骤5，将步骤4中得到的Qi_e代入到声学求解器中，最终得到包含实部和虚部的复频率，具体如下：步骤5.1，将步骤4中得到的各燃烧响应函数分别施加到相应的Comsol求解器中；步骤5.2，对于Comsol求解器进行燃气参数的设置；步骤5.3，通过Comsol求解器对分区后的燃烧室进行网格划分，确保最大网格尺度小于所求解最大频率、最小波长的110；步骤5.4，求解得到包含实部和虚部的复频率，其中实部为实际的不稳定频率，虚部的负值代表增长率。

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