液氧煤油补燃发动机喷注器高频燃烧不稳定性的试验研究
液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验原理及实现
收稿日期:2006⁃10⁃18;修回日期:2007⁃1⁃9作者简介:张蒙正(1964),男,陕西人,研究员,研究方向为喷雾燃烧。
通信作者:张蒙正,E ⁃mail :zhmzh1101@1引言高频燃烧不稳定性一直是液体火箭发动机研制中最复杂、最富有挑战性的课题,它源自发动机燃烧过程与燃烧室声学振荡相耦合。
燃烧室声学特性是高频燃烧不稳定性研究的主要内容,进行燃烧室和相关器件的声学特性研究是提高燃烧室高频燃烧稳定性的途径之一。
国外研究者采用全尺寸燃烧室在大气环境下进行了燃烧室声学特性研究工作[1,2],国内学者也研究了气/液同轴式喷注器的声学特性,确定了不同缩进比的气/液喷注器工作时发生啸叫的参数范围、啸叫的频率和声压级分布,并考察了啸叫对喷注器雾化特性的影响[3]。
本文依据相似理论,进行高压补燃循环液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验原理和实验技术研究,建立相应的实验系统,进行某型高压补燃循环液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性研究,为发动机设计提供依据。
张蒙正1,张志涛2,郁锋2,汪亮1(1.西北工业大学,西安710072;2.西安航天动力研究所,西安710100)摘要:依据相似理论,研究了高压补燃循环液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验的原理,建立了模拟实验系统,研究了实验方法,进行了某型高压补燃循环液体火箭发动机燃烧室和喷注器的声学特性实验。
结果表明:模拟实验技术可行,实验方法正确,模拟实验结果为发动机设计提供了依据。
关键词:液体火箭发动机;燃烧室;声学特性;模拟实验中图分类号:TB556文献标识码:A文章编号:1000⁃3630(2007)⁃02⁃0268⁃05Principle and design of simulation test for acoustic charac 鄄teristics of liquid rocket engine chamber with a single injectorZHANG Meng ⁃zheng 1,ZHANG Zhi ⁃tao 2,YU ⁃feng 2,WANG Liang 1(1.Northwestern polytechnical university ,Xi ′an 710072,China ;2.The Xi ′an Aerospace Propulsion Institute ,Xi ′an 710100,China )Abstract :According to the similarity theory ,the principle and method of acoustic characteristics simulation test of liquid rocket engine chamber with a single injector were studied ,and a test system was set up.The acoustic characteristics simulation test of the stage combustion cycle liquid rocket engine simulation chamber with a single injector was also conducted.The test results show that the technology and method of simulation test are correct and available.And the resultsof simulation test have served in the engine design.Key words :liquid rocket engine ;chamber ;acoustic characteristics ;simulation test第26卷第2期2007年4月声学技术Technical AcousticsVol.26,No.2Apr.,2007液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验原理及实现张蒙正等:液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验原理及实现第2期2燃烧室声学特性模拟实验的原理依据相似定理,物理现象的相似需遵循物理过程相似和物理模型几何相似,同时需要辅助必要的边界条件。
喷注方式对双模态冲压发动机燃烧稳定性的影响
喷注方式对双模态冲压发动机燃烧稳定性的影响
李大鹏;潘余;梁剑寒;刘卫东;王振国
【期刊名称】《国防科技大学学报》
【年(卷),期】2006(028)003
【摘要】在模拟飞行马赫数Ma=4的直连式试验设备基础上,采用固定几何双模态冲压发动机燃烧室构型,使用液体煤油作为燃料,并用火炬式点火器点火,研究不同喷注方式下的火焰稳定性.试验研究表明:在加热器来流总温、总压较低的条件下,火焰稳定较难实现;煤油喷注方式对双模态冲压发动机燃烧室内燃烧稳定性影响很大.【总页数】5页(P10-14)
【作者】李大鹏;潘余;梁剑寒;刘卫东;王振国
【作者单位】国防科技大学,航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073;国防科技大学,航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073;国防科技大学,航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073;国防科技大学,航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073;国防科技大学,航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073
【正文语种】中文
【中图分类】V434+.3
【相关文献】
1.燃料喷注位置对于RBCC超燃模态性能的影响 [J], 张时空;李江;秦飞;魏祥庚;叶进颖;汤祥
2.双组元推力器喷注角度对液膜分布的影响分析 [J], 曹顺;陈健;汪凤山
3.结构参数对双组元推力器喷注器雾化性能影响规律的数值模拟研究 [J], 丁佳伟;李国岫;虞育松
4.推进剂喷注器动态特性对燃烧稳定性及效率的影响 [J], 吕奇伟;孙宏明
5.喷注方式对粉末火箭发动机燃烧性能的影响 [J], 谷湘;徐义华;孙海俊;胡坤;郭宇;冯喜平
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液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型——考虑推进剂温升与密度变化
液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型——考虑推进剂温升与密度变化摘要：本文旨在构建一种针对液氧-煤油高压补燃火箭发动机的非线性稳态模型，并考虑推进剂温升和密度变化。
本文采用雷诺平均模型来描述推进剂，结合流量定理和液力学原理，建立相应的方程。
另外，考虑到推进剂温升和密度变化，本文采用不变形弹簧和体积冻结理论进行密度修正。
研究结果表明，本文构建的模型能够准确预测固定高压状态下的发动机性能参数，以及推进剂温升和密度变化对发动机性能参数的影响。
关键词：液氧-煤油高压补燃火箭发动机；非线性稳态模型；推进剂温升；密度变化；雷诺平均模型；不变形弹簧；体积冻结理论液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型可以广泛应用于航空发动机领域，特别是火箭等高效率的应用场景。
例如，考虑推进剂温升和密度变化的模型可以帮助发动机设计者准确预测火箭的性能参数。
此外，这种模型还可以应用于多种航空发动机配置中，例如核动力发动机、涡扇发动机、混合动力发动机等。
此外，考虑推进剂温升和密度变化的模型还可以更有效地预测发动机性能，例如考虑密度变化的情况下的气体动力学变化、燃烧室通道的流动变化以及沿热动力器的预压空气流量变化等。
这种模型还可以有效地准确预测发动机的性能指标，包括产生的推力、比冲以及推进剂飞行时间等。
因此，液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型应用广泛，可以有效预测发动机性能参数，从而为航空发动机设计提供良好的技术指导。
液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型也可以用来优化航空发动机设计。
例如，通过对流体动力学模型进行分析，可以有效提高发动机的比冲，并通过优化发动机配置参数，如器件形式、催化剂层厚度等，来满足实际的性能要求。
此外，这种模型还可以用于模拟不同发动机参数下的工作状态，从而有效优化发动机的性能指标。
另外，液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型还可以用于评估发动机的稳定性和可靠性。
例如，可以模拟变压力比和气道连续数对发动机热和流力特性的影响，并结合实测数据进行模拟验证，从而有效评估发动机的稳定性和可靠性。
液氧煤油发动机极限考核试验
液氧煤油发动机极限考核试验一、引言液氧煤油发动机是一种高性能的发动机，其在航空航天领域具有重要的应用价值。
为了确保其性能和可靠性，对液氧煤油发动机进行极限考核试验是必不可少的。
本文将介绍液氧煤油发动机极限考核试验的过程和重要性。
二、试验目的液氧煤油发动机极限考核试验的目的是评估发动机在极端工况下的性能和可靠性，为其在实际应用中提供依据。
通过试验结果的分析和评估，可以确定发动机在各种极限条件下的工作状态，从而为发动机的设计和改进提供参考。
三、试验流程1. 参数设置：根据试验要求和设计要求，确定试验所需的参数范围，包括温度、压力、转速等。
2. 试验准备：对试验设备和工具进行检查和校准，确保其正常运行和准确度。
3. 试验装置搭建：根据试验要求，搭建液氧煤油发动机的试验装置，包括供氧系统、供油系统等。
4. 试验前准备：对发动机进行检查和保养，确保其在试验中的正常运行。
5. 试验进行：按照设定的参数范围，对发动机进行加热、加压、转速变化等操作，记录并监测发动机的各项参数。
6. 数据分析：对试验过程中所获取的数据进行分析和评估，包括发动机的功率、燃烧效率、温度变化等。
7. 结果总结：根据试验结果，总结发动机在极限工况下的性能和可靠性，并提出改进和优化的建议。
四、试验注意事项1. 安全第一：在试验过程中，要严格按照安全操作规程进行操作，确保试验人员和设备的安全。
2. 数据准确性：对试验过程中所获取的数据要进行准确记录和监测，确保试验结果的可靠性。
3. 试验环境控制：试验过程中要控制好试验环境的温度、压力等因素，确保试验结果的可比性。
4. 故障处理：在试验过程中，如遇到设备故障或异常情况，要及时处理和记录，确保试验的顺利进行。
五、试验意义液氧煤油发动机极限考核试验对于发动机的性能和可靠性评估具有重要意义。
通过试验可以了解发动机在极端工况下的工作状态，为发动机的设计和改进提供依据。
同时，试验结果还可以用于验证理论模型和仿真计算的准确性，提高发动机的设计和预测能力。
闭式循环液氧-煤油高压补燃引擎的特点
5.先进的预压涡轮泵:要使主涡轮泵正常工作,避免发生气蚀,必须保证泵的入口有一定的压力.如果泵入口压力要求高,则火箭贮箱压力必须提高,这样就会增加运载火箭的贮箱结构重量.为了降低火箭结构重量、提高运载能力,必须尽量降低泵入口压力.为此在主泵前设置了一套预压涡轮泵.从主涡轮后抽取一股富氧燃气作为氧化剂的预压涡轮泵工质驱动涡轮,然后排入氧化剂主流中,从主煤油泵后引出的一股高压煤油作为煤油预压涡轮泵的工质吹动涡轮,然后排入预压泵后的主流中.这种预压涡轮泵系统设计思路新颖、结构巧妙,尤其是富氧的燃气工作后又进入液氧的主流中,这种设计构思非常大胆,也十分巧妙.目前,预压涡轮泵已经进行了大量液流冷试,并且成功地进行了引擎的热试车,采用预压泵结构可提高主泵前压力6个大气压,而箱压仅为2个大气压.
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6.先进的弹性支承:引擎是整个运载火箭的主要振源.工作时引擎各零部件都承受着强烈的振动,有高频,也有低频,有些部位加速度高达几十个g甚至几百个g.因此,各零部件的连接和固定形式是一个十分关键的问题.如一个质量较大的阀门与直径几毫米或十几毫米的导管连接,要承受激烈的振动,在设计上必须要有科学的方法.用完全紧固定支承的办法防振效果不好,而采用适当的弹性支承,不仅降低了振动Байду номын сангаас级,而且还有利于解决零部件和引擎的共振问题.另外,为抗振防松,在拧紧各紧固件时,要涂胶.尤其在天地往返运输系统及载人运载器上,由于运载器可靠性要求极高,抗振防松问题事关重大,必须确保万无一失.为此,中國已进行了大量研究试验.
4.可靠的多样密封:引擎各部件要承受－200℃~3500℃高低温环境,压力为150~500个大气压,在强烈的振动环境下,引擎的密封问题是一个致命问题.必须因地制宜地设计相应的密封结构.过去中國采用的是法兰盘间加不同材料的垫片或“O”型圈结构,对于中、小直径的管路接头大多用球头喇叭口结构.这种落后的密封结构远远不能满足高可靠、高性能先进引擎的要求.为此,中國进行了多种密封结构的研究、试验.低温液氧的密封用“К” 和“Э”型环,高温燃气密封采用了碟型垫,高压的液体和气体密封采用球头加导向,并在球头上开槽,加不同材料的“O”型圈,还有适??气压也不泄漏.涡轮泵的密封更重要,为适应引擎多次工作,防止磨擦生热减少磨损而采用了脱开式密封.涡轮不转动时,为静密封,当涡轮泵转速达到预定值时,控制压力使密封处脱开,这种先进的密封形式大大地提高了可靠性及其寿命.
新型液体火箭发动机燃烧不稳定性研究
中国工程热物理学会燃烧学学术会议论文编号：094058 新型液体火箭发动机燃烧不稳定性研究丰松江1，聂万胜1，郑永斌2，何浩波1，侯志勇1，庄逢辰 1 （1. 装备指挥技术学院航天装备系，北京101416；2. 国防科技大学，长沙410073）（Tel: ************-113810080363Email:）摘要：应用CFD 方法对氢氧火箭发动机燃烧过程进行二维和三维全尺寸数值模拟。
首次有针对性地系统得出了混合比、液氧喷雾初始尺寸分布、缩进区液氧蒸发质量对氢氧火箭发动机燃烧振荡的影响规律，评估了1 轮毂 3 径向喷嘴隔板抑制燃烧振荡的效果，并对氢氧、液氧/甲烷两种火箭发动机的燃烧不稳定性特征进行了对比分析。
结果表明：存在某一特定的混合比、喷雾液滴直径、缩进区液氧蒸发质量敏感区间，易导致不稳定燃烧；喷嘴轮毂隔板可很好地抑制燃烧振荡；氢氧、液氧/甲烷燃烧分别以高频和低频压力振荡为主。
关键词：氢氧火箭发动机；液氧/甲烷火箭发动机；燃烧不稳定性；数值仿真。
0 引言氢氧火箭发动机、液氧/甲烷火箭发动机是两种典型的低温液体火箭发动机。
前者燃烧比冲最高，且无毒、无污染，美、欧、日等都正在积极研制新型氢氧火箭发动机。
液氧/甲烷除具有接近液氧/液氢的特性外，还有密度大、价格低、贮箱轻及在烃类燃料中粘性最小、比冲最高的优势，所以，液氧/甲烷发动机近期已受到各航天大国的密切关注。
氢氧火箭发动机、液氧/甲烷火箭发动机研制过程中需解决的关键问题之一即是实现稳定燃烧，而随着工况范围的扩大及变工况工作的需求，其燃烧不稳定性问题日益突出。
燃烧不稳定性一直被认为是液体火箭发动机研制过程中最困难的问题之一1 。
美国RL-10、J-2、SSME 等氢氧发动机研制、试验过程中，几乎都曾遇到不稳定燃烧问题。
20 世纪60 年代起，美国NASA Lewis 研究中心等通过大量实验研究，提出通过调整喷注器结构、混合比、氢喷射温度及压降等可改善燃烧不稳定性，并有针对性地采用喷嘴隔板控制不稳定燃烧12。
同轴剪切喷嘴高频喷注耦合燃烧不稳定分析
同轴剪切喷嘴高频喷注耦合燃烧不稳定分析田原;李丹琳;孙纪国;乔桂玉【摘要】同轴剪切喷嘴在大推力氢氧发动机及液氧甲烷发动机上得到了广泛的应用,研究表明,当同轴剪切式喷嘴的中心氧喷嘴喷注过程与燃烧室的声学振荡发生耦合时,容易发生高频喷注耦合燃烧不稳定.高频喷注耦合燃烧不稳定一般无法通过隔板、声腔等传统燃烧稳定装置解决,需要在设计喷注器时采取相应措施.通过求解喷嘴导纳得到了喷嘴的固有声学频率,并与冷态声学试验结果和缩比喷注器热试结果进行了对比,表明吻合较好.研究了氧喷嘴长度、氧喷孔环直径、氧喷前温度和氧喷前压力等因素对氧喷嘴声学频率的影响,结果表明:增大氧喷孔环直径、提高氧喷前压力以及减小氧喷嘴长度、降低氧喷前温度可以提高氧喷嘴声学频率.【期刊名称】《火箭推进》【年(卷),期】2014(040)003【总页数】6页(P23-28)【关键词】同轴剪切喷嘴;燃烧不稳定;喷注耦合【作者】田原;李丹琳;孙纪国;乔桂玉【作者单位】北京航天动力研究所,北京100076;北京航天动力研究所,北京100076;北京航天动力研究所,北京100076;北京航天动力研究所,北京100076【正文语种】中文【中图分类】V434-340 引言燃烧不稳定性是液体火箭发动机研制过程中经常遇到的重大技术关键问题，依据燃烧室内压力振荡频率范围和激发机理可分为高频、低频及中频燃烧不稳定三类，其中高频燃烧不稳定性对发动机的危害最严重。
高频燃烧不稳定是燃烧过程与燃烧室声学振荡相耦合的结果，燃烧过程通常包括喷注、雾化、蒸发、混合、化学反应等子过程。
高频燃烧不稳定依据反馈机理又可以分为两类，固有机理燃烧不稳定和喷注耦合燃烧不稳定。
在固有机理燃烧不稳定中，推进剂喷注后的雾化、蒸发等子过程振荡起主要作用，喷注流量振荡小得可以忽略，而在喷注耦合声学振型中，推进剂喷注流量振荡起主要作用。
同轴剪切式喷嘴具有结构尺寸小、结构简单、燃烧稳定性较好、燃烧效率与同轴离心式接近、火焰远离面板与室壁相容性好等优点，在国内外的众多氢氧发动机及正在研究的开式循环液氧甲烷发动机上得到了广泛的应用。
液氧煤油火箭发动机不稳定燃烧过程的数值分析
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摘要：采用欧拉一 拉格 朗 日方法对液氧煤油发动机燃烧 室内的两相燃烧过程进行数值模拟 ，在验证模 型可靠性基础 上，分
析 无隔板 工况下 自 激 １阶切向 高频不稳定性燃烧 出现 的原 因。结果表 明：喷嘴 间雾化锥发生相互干 涉使得推进荆 空间分布 不
高频燃烧不稳定性全尺寸头部燃烧室低压燃烧模拟实验的原理及实现
Ｈ ｕ ｒ ｅ ａｔ ｏｋｔ ｎ ｎｓ Ｔ ｅ ｉｕａｏ ｓ ｒ ｅｒｈｏｈｇ—ｒ ｕｎｙｎｔ ｉ ｅｔｉ ｉｃｎｅｎｔｅｒ ｑ ｉ ｐ ｐｌｎ ｃｅ ｅｇ ｅ． ｈ ｍ ｔｎｔ ｔｅ ａ ｉ ｆ ｑｅｃ ｓ ｂｌ ｉｏ ｇ ａ ｓ ｎ ａｃ ｏｙ ｄｏ ｌ ｒ ｉ ｓ ｌ ｉ ｅ ｓ ｃ ｆ ｈ ｅ ｉ ａ ｉ ｓ ｆ ｒ ｇ ｆ ｙ ｔ ｉ ｉｈ
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验技术与来自管理 第２ ５卷
第ｌ Ｏ期
２０ ０ ８年 １ Ｏ月
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高频 燃烧不 稳 定 性全 尺 寸头部燃 烧 室低 压 燃 烧 模拟 实验 的原理 及 实现
张 蒙正
（ 西安 航 天 动 力研 究所 ， 陕西 西 安 ７０ ０ ） １ １０
摘
要： 高频燃烧不稳定性一直是液体火箭发动机研制 中最 困难 问题 之一 ，模 拟实验是有 理论和实际意义
的研究方法。全尺寸头部燃烧室低压燃烧模 拟实验采用实 际燃 烧室的头部和身部 ，用高温空气和气态燃料
ａ ｄ ｐ ａ ｔ ｅ ｈ ｉ ｌｔ ｎ ｔｓ ｇ ｒｑ ａ ｃ ｏ ｐ ｓ ｏ ｔｂｌ ｉｓｗ ｔ ｌ ｓ ｅ ｃ ａ ｅ ｏ ｄ ｃｅ ｉ ｌｗ ｒ ｎ ｒ ｃ ｃ ．Ｔ ｅ ｓ ｉ ｍｕａ ｏ ｅｔｏ ｈ ｈ ｆ ｕ ｎ ｙ ｃ ｍ ｕ ｔ ｎ ｉ ａ ｉ ｔ ｉ ｆ ｌ ｉ ｈ ｍｂ ｒｉ ｃ ｎ ｕ ｔｄ ｗ ｍ ｅ ｉ ｆｉ ｅ ｉ ｓ ｎ ｉｅ ｈ ｕ ｚ ｓ ｏ
液氧煤油发动机煤油高低温试验工艺技术
液氧煤油发动机煤油高低温试验工艺技术
液氧/煤油发动机煤油高低温试验工艺技术
为了进行液氧/煤油发动机煤油高低温试验,试车台必须具备煤油换热能力,掌握换热工艺.通过分析和比较,确定了煤油换热系统的组成、换热方法及煤油中游离水的去除方法.介绍了煤油换热的时间安排、煤油升温和降温的工艺过程、换热用煤油的流量调节及温度控制要求.提出了试车前煤油温度的保证方法、系统调试及模拟试验的实施效果评定方法.
作者：来代初苏红军李伟 Lai Daichu Su Hongjun Li Wei 作者单位：西安航天动力试验技术研究所,陕西,西安,710100 刊名：火箭推进英文刊名：JOURNAL OF ROCKET PROPULSION 年，卷(期)：2009 35(4) 分类号：V434.3 关键词：液氧/煤油发动机发动机试验试车台煤油高低温。
液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构[发明专利]
![液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/98b7693691c69ec3d5bbfd0a79563c1ec5dad76f.png)
(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 202010669369.7(22)申请日 2020.07.13(71)申请人 西安航天动力研究所地址 710100 陕西省西安市航天基地飞天路289号(72)发明人 王永佳 严宇 陈宏玉 杨宝娥 汪广旭 杨岸龙 夏益志 (74)专利代理机构 西安智邦专利商标代理有限公司 61211代理人 王杨洋(51)Int.Cl.F02K 9/96(2006.01)F02K 9/42(2006.01)(54)发明名称液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构(57)摘要本发明涉及液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验，具体涉及一种液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构。
本发明的目的是解决现有液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构存在需同时满足高频率和单次脉动能量较大两个要素，实现难度较大的技术问题，提供一种液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构。
该结构的脉冲射流腔采用喷射孔结构；旋转爆震燃烧单元和雾化单元通过脉冲射流腔连通；脉冲射流腔的入口位于旋转爆震燃烧单元一侧，出口位于雾化单元一侧；金属单向隔膜设置于脉冲射流腔出口处，可承受雾化单元的反压，金属单向隔膜的流向为由旋转爆震燃烧单元指向雾化单元。
权利要求书2页 说明书5页 附图2页CN 111927650 A 2020.11.13C N 111927650A1.一种液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构，其特征在于：包括旋转爆震燃烧单元(1)、雾化单元(2)、脉冲射流腔(3)和金属单向隔膜(4)；所述脉冲射流腔(3)采用喷射孔结构；所述旋转爆震燃烧单元(1)和雾化单元(2)通过脉冲射流腔(3)连通；脉冲射流腔(3)的入口位于旋转爆震燃烧单元(1)一侧，出口位于雾化单元(2)一侧；所述金属单向隔膜(4)设置于脉冲射流腔(3)出口处，可承受雾化单元(2)的反压，金属单向隔膜(4)的流向为由旋转爆震燃烧单元(1)指向雾化单元(2)；所述旋转爆震燃烧单元(1)包括旋转爆震燃烧室壳体(11)和中心体(12)，旋转爆震燃烧室壳体(11)内侧和中心体之间的区域作为旋转爆震燃烧环腔(13)，旋转爆震燃烧环腔(13)与脉冲射流腔(3)连通；所述中心体(12)远离雾化单元(2)一端的直径大于旋转爆震燃烧环腔(13)内侧位置处的直径，中心体(12)远离雾化单元端与旋转爆震燃烧室壳体(11)内侧形成收敛通道作为旋转爆震燃烧环腔喉部(131)；所述旋转爆震燃烧室壳体(11)壳壁内部沿轴向分别开设有氧化剂集气环腔(111)和燃料集气环腔(112)；氧化剂集气环腔(111)和燃料集气环腔(112)上分别开设有与旋转爆震燃烧室壳体(11)外部相通的氧化剂入口(1111)和燃料入口(1121)；氧化剂集气环腔(111)和燃料集气环腔(112)上还分别开设有与旋转爆震燃烧环腔(13)连通的氧化剂喷射环缝(1112)和燃料喷射环缝(1122)，氧化剂喷射环缝(1112)的喷射方向和燃料喷射环缝(1122)的喷射方向相交，交点(113)位于中心体(12)外壁处；旋转爆震燃烧室壳体(11)上还开设有贯通壳壁的点火孔(114)，点火孔(114)位于氧化剂集气环腔(111)和燃料集气环腔(112)之间，点火孔(114)的出射方向指向所述交点(113)处；所述雾化单元(2)包括雾化仓体(21)和可视化观察窗(22)；所述雾化仓体(21)与脉冲射流腔(3)连通；所述可视化观察窗(22)设置于雾化仓体(21)上；雾化仓体(21)上开设有喷雾入口(211)和反压气体填充入口(212)。
我国新一代载人火箭液氧煤油发动机
我国新一代载人火箭液氧煤油发动机斌，张小平，马冬英李 ( 西安航天动力研究所，西安 710100)摘要: 分析了国内外载人火箭主动力的发展情况与发展趋势，介绍了我国 1200 kN 和 180 kN两型液氧煤油发动机的研制历程、系统组成、工作原理、性能参数、关键技术和应用情况。
两型 发动机突破了补燃循环、自身起动、大范围工况调节、高效稳定燃烧、高压推力室冷却、反力式 涡轮、大范围轴向力平衡、低温高 DN 值轴承、组合式涡轮泵密封、大直径低温阀、高精度调节 器、推力矢量控制等关键技术。
目前，两型发动机研制工作已基本完成，将成为我国新一代载 人火箭的动力组合，实现我国航天主动力的更新换代。
关键词: 载人航天; 运载火箭; 液体火箭发动机; 液氧煤油; 补燃循环中图分类号: V434 文献标识码: A文章编号: 1674-5825( 2014) 05-0427-05 T h e L O X / K e r ose n e Ｒoc k e t E ngin e forChinese N e w -ge n e r at i on Manned L aunch V e h i c l eLI Bin ，ZHANG Xiaoping ，MA Dongyi ng( Xi'an Aeros pac e P r o pu l s i o n I nst i t ute ，Xi 'an 710100，C h i na )Abstract : The development status and the trend of foreign and Chinese manned launch vehicles main power system were analyzed ，and the researc h history ，system com pos i t i on ，w or ki ng principle ， performance parameters ，key technology and appl i cat i on predict i on of the engines were i ntroduced ． The key technologies i ncl udi ng staged combus t i on power cycle ，self s t ar t -up ，w or k condi t i on adjus -t i ng in l ar ge range ，hi gh -eff ici ency stable burning ，high pressure thrust chamber cool i ng ，react i onturbine ，axial thrust balance in l ar ge range ，l ow temperature high DN bear i ng ，combined fac e -r i di ng seal ，bi g diameter l ow temperature v alve ，high precis i on regulator and thrust vector control were re- solved ． The engines have been s ucc ess fully developed in China and will be used in the new -gener a- t i on manned l aunc h v ehi cl e ．Key words : manned s pac ef li ght ; l aunch vehicle ; bus t i on power cycleliquid rock et engine ; LOX / k erosene ; staged com - 实现了载人登月的伟大壮举。
基于非线性动力学的液体火箭发动机高频不稳定燃烧过程
基于非线性动力学的液体火箭发动机高频不稳定燃烧过程赵文涛;庄逢辰
【期刊名称】《国防科技大学学报》
【年(卷),期】2003(025)004
【摘要】采用非线性动力学方法对液体火箭发动机非线性高频燃烧不稳定工作过程进行了研究.气相控制方程组用欧拉坐标系下的Navier-Stokes方程组描述,液相控制方程组在Lagrangian坐标系下进行描述,气、液两相作用通过方程组的源项互相耦合.用高压蒸发理论对火箭发动机喷雾过程进行了描述.采用计算燃烧学的方法对发动机燃烧室内的湍流两相燃烧过程的稳定燃烧状态和高频不稳定燃烧现象进行了数值模拟.通过分析和讨论,得出了火箭发动机高频不稳定燃烧过程的波动过程类似于奇异吸引子的结论.
【总页数】4页(P1-4)
【作者】赵文涛;庄逢辰
【作者单位】国防科技大学计算机学院,湖南,长沙,410073;总装备部装备指挥技术学院,北京,101400
【正文语种】中文
【中图分类】V434.11
【相关文献】
1.液体火箭发动机非线性燃烧不稳定过程的并行仿真 [J], 赵文涛;庄逢辰;聂万胜
2.消除液体火箭发动机高频不稳定燃烧工程措施的分析与改进 [J], 刘千;王堃
3.天然气发动机燃烧过程非线性动力学特性 [J], 杨立平;王立媛;马修真;李君
4.液体火箭发动机高频燃烧不稳定性预测 [J], 洪流
5.火箭发动机高频燃烧不稳定非线性分析 [J], 黄玉辉;王振国
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高频燃烧不稳定性单喷注器燃烧室模拟实验的研究
高频燃烧不稳定性单喷注器燃烧室模拟实验的研究张蒙正;张志涛;李鳌;汪亮【期刊名称】《实验技术与管理》【年(卷),期】2008(025)003【摘要】高频燃烧不稳定性单喷注器燃烧室常压燃烧的模拟实验依据相似理论在大气环境下进行.模拟燃烧室采用与实际燃烧室有相同声学频率的模拟件,喷注器采用实际尺寸喷注器,实验介质为高温富氧空气和蒸气煤油.п2=(po/pf)0.5(Qvo/qvf)作为确定性相似准则,п1=ν/(Lf)为被确定性相似准则.改变富氧空气流量,调节燃烧室声学振荡和燃烧脉动的相位关系,激励起燃烧室高频不稳定性燃烧.用同轴湍流射流混合流场的经验公式估算燃烧区的特征长度,通过相似准则和燃烧室热力学参数将实验结果换算到实际发动机工况.整套模拟实验系统包括煤油、空气和氧气供应系统,流量控制和测量系统,空气甲烷燃烧器,富氧空气和煤油换热器,模拟燃烧室和喷注器,实验参数采集和处理系统,冷却水供应及控制系统等.发动机实验表明,模拟实验系统和方法是可行的.【总页数】5页(P28-32)【作者】张蒙正;张志涛;李鳌;汪亮【作者单位】西北工业大学,航天学院,陕西,西安,710072;西安航天动力研究所,陕西,西安,710100;西安航天动力研究所,陕西,西安,710100;西北工业大学,航天学院,陕西,西安,710072【正文语种】中文【中图分类】V433.9【相关文献】1.高频燃烧不稳定性全尺寸头部燃烧室低压燃烧模拟实验的原理及实现 [J], 张蒙正2.液氧煤油补燃发动机喷注器高频燃烧不稳定性的试验研究 [J], 王枫;李龙飞;张贵田3.军用高超飞行器超燃燃烧室悬臂斜坡喷注器喷注方式优化 [J], 王政;张涵;龙振国;王建军4.高频燃烧不稳定性单喷注器燃烧室模拟实验的研究 [J], 张蒙正; 张志涛; 李鳌; 汪亮5.液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验原理及实现 [J], 张蒙正;张志涛;郁锋;汪亮因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
增强大推力火箭发动机燃烧稳定性裕度的方法
增强大推力火箭发动机燃烧稳定性裕度的方法
李龙飞;陈建华;刘站国
【期刊名称】《火箭推进》
【年(卷),期】2014(040)005
【摘要】针对重型运载大推力液体火箭发动机自发激励高频燃烧不稳定性的技术风险,总结和分析了影响大推力液氧煤油火箭发动机燃烧稳定性裕度的因素,主要包括燃烧室声学固有频率、燃烧室结构和喷嘴几何结构.结果表明:发动机喷注器附近的推进剂燃烧区、燃烧室收敛段对燃烧室声学固有频率有较大影响;燃烧室长度为燃烧室直径的0.205倍或0.205的奇数倍时有相对最好的燃烧稳定性;气液同轴式喷嘴长度为燃烧室一阶切向振荡频率的0.5倍时,能传递最大的振荡能量.最后,提出了一种增强燃烧稳定性裕度、避免出现切向振型高频燃烧不稳定性的燃烧室设计方法.
【总页数】6页(P8-13)
【作者】李龙飞;陈建华;刘站国
【作者单位】西安航天动力研究所,陕西西安710100;西安航天动力研究所,陕西西安710100;西安航天动力研究所,陕西西安710100
【正文语种】中文
【中图分类】V434-34
【相关文献】
1.推进剂初始温度影响液体火箭发动机燃烧稳定性的数值模型 [J], 聂万胜;庄逢辰
2.某型号大推力火箭发动机试验推力测量不确定度评定 [J], 朱子环;耿卫国;管理;周磊
3.氢喷射温度对氢氧火箭发动机燃烧稳定性的影响 [J], 程钰锋;聂万胜;丰松江
4.大推力液体火箭发动机试车台推力架结构强度分析 [J], 丁佳伟;赵明;鱼凡超
5.基于裕度介数和转移裕度熵的电网关键薄弱线路识别方法 [J], 吴玲; 刘尚伟; 高贞彦; 赵瑞锋; 潘凯岩
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中频燃烧不稳定性
中频燃烧不稳定性
孙宏明
【期刊名称】《火箭推进》
【年(卷),期】2001(000)001
【摘要】简要叙述了液体火箭发动机燃烧不稳定性的研究发展历史,重点研究了中频燃烧不稳定性的问题.指出:中频燃烧不稳定性的激发机理是燃烧过程与供应系统的耦合.解决中频燃烧不稳定性,主要是在供应系统上采取措施,可以安置合适的谐振器或节流圈,其中,节流圈是一个简便易行的办法.
【总页数】7页(P20-26)
【作者】孙宏明
【作者单位】中国航天科技集团公司第十一研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V4
【相关文献】
1.高频燃烧不稳定性单喷注器燃烧室模拟实验的研究 [J], 张蒙正;张志涛;李鳌;汪亮
2.高频燃烧不稳定性全尺寸头部燃烧室低压燃烧模拟实验的原理及实现 [J], 张蒙正
3.燃气轮机燃烧室预混燃烧不稳定性的数值研究 [J], 张欣刚;任静;徐治皋
4.空燃比对燃气轮机燃烧室燃烧不稳定性影响的数值研究 [J], 王玮; 肖俊峰; 高松; 王峰; 李晓丰; 胡孟起
5.高频燃烧不稳定性单喷注器燃烧室模拟实验的研究 [J], 张蒙正; 张志涛; 李鳌; 汪亮
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同轴喷嘴自发激励高频燃烧不稳定性试验研究
同轴喷嘴自发激励高频燃烧不稳定性试验研究王延涛;薛帅杰;杨岸龙;张锋【摘要】为增进对液氧煤油火箭发动机同轴离心喷嘴燃烧不稳定性过程的理解,在大气环境下进行了同轴离心喷嘴的自发激励燃烧不稳定性试验.试验采用单喷嘴敞口模拟燃烧室,高温的氧气和空气混合物从同轴喷嘴的直流喷嘴喷注,高温的煤油蒸气从同轴喷嘴的离心喷嘴喷注.通过逐步改变氧化剂流量使模拟燃烧室内产生自发激励高频燃烧不稳定性,使用脉动压力传感器和黑白高速相机记录稳定和不稳定燃烧工二况下的脉动压力和火焰.研究发现:气气同轴离心喷嘴的自发激励高频燃烧不稳定过程呈现"滞后"现象;不稳定工况下的火焰均为脱口火焰,火焰特征长度约等于喷嘴出口到脱口火焰团上沿的距离;气气同轴离心喷嘴燃烧不稳定性的发生原因可以被认为是因混合特征时间与声学特征时间相关.【期刊名称】《宇航学报》【年(卷),期】2015(036)012【总页数】7页(P1414-1420)【关键词】同轴喷嘴;自发激励高频燃烧不稳定性;滞后;脱口火焰;特征时间【作者】王延涛;薛帅杰;杨岸龙;张锋【作者单位】西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室,西安710100;西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室,西安710100;西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室,西安710100;西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室,西安710100【正文语种】中文【中图分类】V434.30 引言高频燃烧不稳定性问题一直被国内外液体火箭发动机研究者视为发动机研制中的关键技术之一和最大风险，自发激励高频燃烧不稳定性，不仅是评估发动机稳定性裕度的通行手段之一［1］，而且也是研究人员探索不稳定性机理的重要方式之一［2］。
文献［3－9］中利用能发生自发激励高频燃烧不稳定性的燃烧室对一种被称为“Smart Injector”的气液喷嘴进行了研究，通过探索“Smart Injector”的雾化、化学反应区位置等参数［3－5］对稳定性边界的影响，实现了对燃烧不稳定性的实时控制［6－7］，并发现自发激励燃烧不稳定性存在“滞后”现象［8－9］。
煤油液滴在富氧燃气中不稳定燃烧的数值研究
煤油液滴在富氧燃气中不稳定燃烧的数值研究
吴宝元;葛李虎;谭永华;刘红军
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2004(25)1
【摘要】采用数值分析的方法,对富氧燃气中的煤油液滴的不稳定燃烧过程进行了研究。
采用一维轴对称N S方程,考虑了高压实际气体物性和液滴/气团表面气液平衡。
计算中空间和时间尺度分别为μm和μs的量级。
结果表明,液滴在接近超临界点时,物性的快速变化会引起一定频率的自发振荡;超临界气团对不同压力振荡频率的响应不同;煤油蒸汽的消耗速率对压力振荡的响应不同于蒸发速率的响应,热量释放对压力振荡也具有明显的响应。
【总页数】4页(P71-74)
【关键词】燃烧稳定性;燃烧化学;数值计算;液氧;煤油
【作者】吴宝元;葛李虎;谭永华;刘红军
【作者单位】陕西机械动力研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V434.13
【相关文献】
1.电站煤粉锅炉空气富氧稳燃燃烧及直接点火新技术 [J], 王智海;
2.微燃机富氧燃烧室NOx排放的数值研究 [J], 王福珍;刘石;任晓辰;邵继续
3.煤粉锅炉富氧燃烧的数值模拟研究 [J], 彭龙飞;赵星海;辛国华
4.高富氧鼓风时煤粉燃烧特性的研究：（高富氧大量喷吹煤粉操作技术... [J], 宫崎富夫;赵兴武
5.煤粉和麦秆加压富氧共燃中燃烧特性和硫转化规律实验研究 [J], 梁晓锐;王勤辉;骆仲泱;冯毅;韩龙;李思敏;余鹏;薛爽
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１ ２ 相似准 则 ．
低 压单 喷 注单元 高频 燃烧 不稳定 性模 拟 主要基
于 以下近似 和 准则 ： （ ）声场 相似 燃烧 室 内燃 气发 生振 荡 时 ， １ 声学
质点 振动 速度 幅值 和声 压幅值 满足 ：
ｖ ｃ＝ｐ／ ＇ ／ ＇ （） １
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稳 定性 的冷 态 声 学试 验 方 法 。我 们 注 意 到 ， 些 研 这 究 工作 的重 点 是介 绍 了试 验 方法 ， 没有 系统 研 究 液 氧煤 油高压 补燃 火箭 发 动机 同轴 直流 离心 式喷 注器 结 构 对高频 燃 烧不 稳定 性 的影响 。本 文针 对该 发动 机推 力室 工作 特点 ， 绍 了热 模 拟 试 验 系 统并 开 展 介 了试 验研究 ， 点 研究 了喷 注 器 缩 进 室 长 度对 高 频 重 燃 烧 不稳 定性 裕量 的影 响 。
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基 金 项 目： 础 科 研 （ ０ ２ １０ １ ） 基 Ｂ ３０ １０ ２
第 ２期
王
枫 等 ： 氧煤 油 补 燃 发 动 机 喷 注 器 高 频 燃 烧 不 稳 定 性 的试 验 研 究 液
２ １ ６
机热 试 车成本 高 、 险大 。 因此 ， 内外 学者 探索 和 风 国
发展 了多种 模 拟 试 验 方 法 。文献 ［ ３—４］ 究 了 全 研 尺 寸液 体 火 箭 发 动 机 燃 烧 不 稳 定 性 的模 拟 试 验 方
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中 图 分 类 号 ：Ｖ ３ ４
文 献 标 识 码 ：Ａ
文章 编 号 ：１０ —３ ８ ２ １ ）２０ ６ —５ ００１２ （０ ２ ０ －２００
报 Ｉ ０３ ７ ／．ｓｎ １０ —３ ８ ２ １ ．２ ０ ７ ＤＯ ：１ ． ８ ３ ｊｉ ． ０ ０ １ ２ ． ０ ２ ０ ． １ ｓ
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第 ３ ３卷 第 ２期
２１ ０ ２年 ２月
Ｖｏ ． ３ １３
Ｎｏ． ２
Ｆｅ ｒ ｒ ２ ２ ｂ ｕａ ｙ ０１
液 氧煤 油 补 燃 发 动机 喷 注器 高 频燃 烧 不 稳 定 性 的 试 验 研 究
王 枫 ，李龙 飞 ，张贵 田
（ ．西 北 工 业 大 学 航 天 学 院 ，西 安 ７０ ７ ２ １ １０ ２； ．西 安 航 天 动 力 研 究 所 ，西安 ７０ ０ ） １ １０
Ｅｘ ｒｍ ｅ ｔ ｌＳ ｕ ｎ ｉｈ Ｆｒ ｑ ｎ ｙ Ｃｏ ｂｕ ｔｏ ｎ ｔ ｂ ｌｔ ｔ ａ ｉｌ ｐｅ ｉ ｎ ａ ｔ ｄｙ ｏ Ｈ ｇ ｅ ｕｅ ｃ ｍ ｓｉ ｎ Ｉ ｓａ ｉｉｙ ｗｉｈ Ｃｏ ｘａ
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Ｋｅ ｒ ｓ ｉｕｄ ｒ ｋ ｔ ｎ ｉｅ Ｓａ ｅ ｏ ｕ ｔ ｎ ｃ ａｉｌ ｎｅｔｒ Ｈｉ ｅ ｕ ｎ ｙｃ ｍｂ ｓ ｏ ｓ ｂｌ ｙ Ｆｒ ｇ ｙｗｏ ｄ ：Ｌｑ ｉ ｏ ｅ ｅ ｇｎ ； ｔ ｄｃ ｍｂ ｓ ｏ ｏｘａ ｉ ｃｏ ； ｇ ｆ ｑ ｅ ｃ ｏ ｕ ｔ ｎ ｉ ｔ ｉｔ ； ｉ ｎ ｃ ｇ ｉ ｊ ｈｒ ｉ ｎ ａ ｉ ｉ
的研 究成 果 。 由于激励 高频 燃 烧不 稳定 性 的机 理极 其复 杂 ， 及 到 推进 剂 的喷 射 、 化 、 发 、 合 、 涉 雾 蒸 混 化 学动 力学 以及 燃烧 室声 学 等 ， 用 全 尺 寸火 箭 发 动 采
它强化了传热 ， 导致喷注器面和燃烧室内壁 瞬间烧
收稿 １期 ：０ １０ ．９； 修 回 １期 ：０ １１—１ ３ ２ １ －５１ ３ ２ １ －２１
摘
要 ：针对液氧煤 油高压补燃循环发动机高频燃烧不稳定性 这一突出 问题 ， 建立 了喷注单元 的低压 高频燃
宇 尺寸和工作参数对燃烧稳定性 的影 响。结果 表 明， 高频燃 烧不稳 定性 时火焰 变短 ， 室压力 出现大 的结构 激发 燃烧
矗 ． １ 几
烧不稳定性模拟试验 系统 ， 使用气气 推进剂。利用相似准 则设计 了缩 比燃烧 室 ， 研究 了全尺 寸气液 同轴式 喷注器
致 ； 荡幅值 相 等决 定 了低 压 模 拟条 件 与 高 压 真 振
幅振荡并伴 随啸叫 ； 喷注器缩 进室 长度对燃 烧稳定性裕量有很大影 响并存 在相对最佳 值 。试验结 果可 以指导发动
机燃烧 室的燃烧 稳定性设计和评估 ， 在发动机研制初期筛选燃烧稳定 性相对最好 的喷注器结构 。
关键 词 ：液 体火箭发动机 ；补燃 同轴式喷注器 ；高频燃烧 不稳定性 ；热模拟试验 学
ｐ ｅ ｓ ｒ ．Ａ ｃ ｌ ｇ ｄ ｗｎ ｃ ｍｂ ｓｉ ｎ ｃ ａ ｅ ｄ ｌ ｉ ｄ ｓｇ ｅ ｎ ｕ ｌ ｂ ｓ ｄ ｏ ｈ ｉ ｌｒ ｙ ｔ ｅ ｒ ， ａ ｄ ｓｎ ｌ ｒ ｓｕ ｅ ｓ ａｉ — ｏ ｏ ｕ ｔ ｈ ｍｂ ｒ ｍｏ ｅ ｓ ｅ ｉｎ ｄ ａ ｄ ｂ ｉ ａ ｅ ｎ ｔ ｅ ｓｍｉ ｉ ｈ ｏ ｙ ｎ ｏ ｔ ａｔ ｎ ｉｇ ｅ
式 中 ： Ｐ 分 别 为真实 和模 拟燃烧 室 的平 均 声速 、 、、 一
平均 压力 和绝 热 指 数 ， 且 受 压 力 的影 响 较 小 。 假 设真 实燃烧 室 中每 点 的压力满 足
Ｐ ＝ｐ ，（ ）ｉ （ ｔ Ｃ ｒｓ ） ｎ （） ２
１ １ 喷注 器结 构及 特点 ．
２ ｈ ｉａ ｒｓａｅＰｏｕｓ ｎＩｓｔｔ， ’ｎ７ ０ ０ ，Ｃ ｉａ ．Ｔ ｅＸ ’ｎＡｅｏｐｃ ｒｐ ｌｏ ｎｔｕｅ Ｘｉａ １ １０ ｈｎ ） ｉ ｉ
Ａｂ ｔａ ｔ Ａ ｓ ｇｅｉ ｅ ｔ ｒ ｇ ｍ ｄ ｌ ｉ ｅ ｔ ｌ ｈ ｄ ｆ ｈ ｈ ｈ ｆ ｑ ｅ ｃ ｏ ｂ ｓ ｏ ｎｔｂｌｙ ｏ ｔ ｅ ｓ ｃ ： ｉ ｌ— ｊｃ ｒ ｆ ｉ ｏ ｅ ｓ ｓ ｂｉ ｅ ｏ ｔｅ ｉ — ｅ ｕ ｎ ｙ ｃ ｍ ｕ ｔ ｎ ｉｓ ｉｔ ｆ ｓ ｇ ｄ ｒ ｎ ｎ ｏ ｉｎ ａ ｓ ｒ ｇ ｒ ｉ ａ ｉ ａ
表 １ 喷注器结构参数 （ 单位 ： ｍ） ｍ
Ｔ ｂｅ １ Ｐ ｒｍｅ ｒ ｏ ｊｃ ｒ ａｌ ａ ａ ｔ ｓ ｆ ｎｅ ｔ ｅ ｉ ｏ
法， 文献 ［ ５—８ 介 绍 了高 频 燃烧 不 稳 定 性低 压 热 模 ］ 拟 试验 的原 理 与方 法 ， 献 ［ ］ 绍 了 高 频 燃 烧 不 文 ９介
燃烧 室 和真实 高压燃 烧 室激 发 的高频燃 烧不 稳定性
振 型和频 率相 同 ， 管两 者 的压力 相差很 大 ， 仍 能 尽 Ｖ
一
的直 流 喷注器 ；２ （ ）煤 油作 为冷 却 剂 对 推 力 室进 行
再生 冷却 后 ， 为燃 料进 入 喷注 器离 心式液 喷 注器 ； 作 （ ）双组 元 同轴直 流离 心式 气液 喷 注器 （ 图 １ 设 ３ 如 ） 置缩 进 室 ， 富氧燃 气与煤 油 在缩进 室 预掺混 ， 在缩 并 进室 内或 出 口处 着 火 燃 烧 。文 献 ［ ］ 出 ， 于这 ８指 对