隔热罩对火箭发动机推力室温度场的影响

对某带隔热罩火箭发动机推力室的温度场进行了求解.所得结果与文献[1]的相关实验结果定性吻合.计算结果表明:加隔热罩后,推力室液膜冷却保护区壁温基本不变;气膜保护区壁温有一定幅度的上升,最大温升出现在喷管下游;壁温最高的喉部区域壁温上升幅度较小,仅为壁面平均辐射温度升的1/6～1/5.通过合理设计,可将壁面最高温度的升高幅度控制在10～20℃.     

推力室头部最优气膜参数研究

为了获得影响氢氧火箭发动机推力室头部气膜冷却的最佳参数,针对气膜冷却多喷嘴气气燃烧推力室模型进行了三维数值模拟。数值模型采用了标准k-ε湍流模型、涡耗散概念模型分别模拟湍流及燃烧过程。采用正交试验法对不同气膜参数进行系统分析。结果表明:气膜的注入能够有效降低喷注器下游燃烧室壁面温度,且使推力室头部区域壁面温度分布更加均匀,同时对喷注器面也会起到一定热防护作用;气膜流量比对冷却效率和周向均匀性的影响较大,气膜槽缝结构的影响较小,选择合适的气膜流动参数和气膜槽缝结构参数,能达到周向更加均匀分布的气膜冷却效率;气膜的注入对于燃烧效率具有较大影响,相对而言,气膜槽缝结构因素的影响更大。研究结果可以为气膜冷却设计提供参考。     

氢氧发动机非均匀圆孔头部气膜冷却数值模拟

氢氧火箭发动机燃烧室壁面热环境十分恶劣,头部气膜冷却是主要辅助冷却手段之一,圆孔头部气膜冷却是重要的设计方案。对圆孔型头部气膜进行了三维数值仿真研究,考虑推力室外部再生冷却的影响,通过全面数值实验分析了气膜流量占比、气膜孔直径和相邻气膜孔面积比等参数的影响,提出一种非均匀分布的圆孔头部气膜冷却方案。结果 表明,在氢氧火...     

LE-5发动机比冲分析

LE-5液氧/液氢燃气发生器循环发动机实测真空比冲被用来评定一种新的喷管性能分析计算方法.涡轮排气引入到主流的超音速段,涡轮排气的有效比冲用一种简单方法计算,然后乘上一个由缩比热试模型试验确定的系数.主流比冲用一种类似于JANNAF的喷管分析方法进行计算,计算时假设能量释放效率等于测定的C~*(特征速度)效率.测得的发动机比冲与分析计算值相当一致.在有些情况下,发现C~*-效率和能量释放效率之间存在偏差.     

未来运载器液体火箭发动机推力室技术研究

Astrium的航天基础技术分部(SI)正在研究下一代部分可重复使用和可重复使用液体火箭发动机的相关技术.本文总结了对以下主推力室组件所进行的技术研究工作喷注器、主燃烧室、喷管延伸段.对于高性能分级燃烧循环发动机,先进喷注器的研究重点是气态推进剂的喷注.已经为Astrium的燃烧室设计了能够喷注液氧、冷却剂氢和预燃室热气体的喷注器.另一项工作是低成本喷注器方案研究,使单喷嘴的质量流量为标准喷嘴的四倍.对于主燃烧室,可以预见的可用技术是提高可重复使用推进系统中推力室的寿命.本文研究了一种弹性内衬和一种先进热防护壳体.文中给出了这两项技术的缩尺燃烧室试验结果.另一项主要工作是增加先进高性能胀膨循环发动机燃烧室壁的热传导.本文汇总了不同结构的缩尺燃烧室试验结果.对于喷管延伸段,研究重点是陶瓷基复合材料喷管延伸段,最近对缩尺试验件进行了试验,将燃烧室试验压力提高到8MPa.对于未来的高面积比方案(HARC),最近正在设计一种热量测量喷管延伸段,用于测量在满流和分离流状态下的热传导.     

轻质钛合金喷管在氢氧发动机上的应用研究

为降低发动机质量,提高其推重比,将轻质高温钛合金TA15用于液氢液氧发动机推力室喷管,模拟了全尺寸再生冷却钛合金喷管的工作特性,设计了TA15钛合金铣槽式再生冷却缩尺喷管,采用扩散焊工艺生产了缩尺喷管试验件,成功进行了热试验.试验结果表明钛合金氢再生冷却缩尺喷管在高温富氢燃气环境下能够短时间安全稳定工作,传热可靠,最高气壁温达1 017 K,冷却通道流阻及氢温升实测值与计算结果基本一致.最后简要介绍了钛合金的氢脆特性.     

液体火箭发动机喷管内加质流场的数值模拟

本文对将液体火箭发动机涡轮排气引入喷管所形成的加质流场进行数值模拟，求解多种气体混合流动的三维Ｎ－Ｓ方程，预示了加质发动机的性质，结果表明：将涡轮排气引入喷管不仅可以用于壁面的冷却，而且还有利于发动机性能的提高。     

基于超声速汽液两相流液化装置的排气液化循环方案

构造了基于超声速汽液两相流液化装置的涡轮排气液化循环发动机系统方案,对性能进行了分析、计算。结果表明：该方案可将燃烧室压力提高至35 MPa,氢主涡轮泵出口压力降低40.4%,燃气发生器室压降低38%,发动机比冲提高50.9 m/s,同时水液膜可发挥较好的热防护作用,系统冷却安全、可靠。     

膜冷却推力室传热计算研究

介绍了推力室液膜冷却机理,并对膜冷却相关研究进行了综述,在总结已有研究成果的基础上建立了一套液膜冷却推力室传热计算模型,采用该模型对某液膜冷却推力室进行了传热计算,地面试车测量值与壁温计算值基本一致。     

GH2／GO2涡流冷却推力室设计与数值计算

涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术。采用该技术可以简化推力室结构、降低成本,并可提高系统可靠性。对涡流冷却推力室进行了初步设计,并采用PDF非预混燃烧模型和DO辐射模型对所设计的推力室进行了数值仿真。根据计算结果：推力室内部形成了双向涡流;推力室圆筒段壁面温度低于760K;在考虑辐射条件下,推力室圆筒段壁面温度平均升高约140K,最高温度低于900K;涡流冷却技术是可行的,但目前存在燃烧效率相对较低的问题。     

推力室逆置点火瞬时真空舱流场数值与试验研究

针对高空模拟舱内逆向布置的推力室点火瞬时过程中舱内压力的变化规律进行了理论和数值仿真分析,推力室高速气流的动能是推力室短程点火过程中舱内压力大幅上升的主要原因.为保证推力室点火时舱内的真空度,需要在推力室出口配置导流装置将燃气导出真空舱.对单台和4台并联推力室进行点火试验,试验表明：采用燃气导流能够较好保持舱内真空度,是整机多推力室高空模拟试验的新思路.     

某发动机整机模态分析

为了获得某型号发动机的动态特性,采用有限元方法进行了发动机整机的模态分析。按照由组件到整机的思想,分别建立了各个组件的有限元模型。重点对推力室和喷管的建模方法进行了分析。将推力室按等效刚度法等效为单层壳,喷管按结构特性等效为正交各向异性壳,并将喷管计算结果同模态试验结果进行对比,验证了喷管建模方法的准确性。各组件模型组装为整机有限元模型,计算得到了整机的模态分布。数值计算结果同模态试验结果吻合较好。     

一种大面积比喷管的分段式设计与数值分析

为了满足大推力上面级发动机大面积比喷管的设计需求,采用了排放冷却前段和单壁辐射冷却尾段的分段式设计方案。在排放冷却前段传热计算的基础上,通过对内流场进行数值模拟,重点研究了单壁尾段在引入上游排放冷却气氢情况下的冷却特性和喷管效率。结果表明:对于大面积比喷管,采用带二次流的单壁金属喷管延伸段是现实可行的,有望达到较好的冷却保护效果并提高喷管效率。     

液体亚燃冲压发动机性能分析研究

随着巡航导弹的作战空域和飞行速度的不断增大,对液体亚燃冲压发动机的性能要求越来越高,亟待对冲压发动机性能的影响因素进行分析研究.通过对液体亚燃冲压发动机的工作过程进行详细的分析研究,编制了冲压发动机性能计算软件,利用该软件分析冲压发动机的各个关键组合件,如进气道、燃烧室、尾喷管以及燃油供应系统等各个组合件的性能对冲压发...     

圆转方塞式喷管型面设计和试验研究

提出了圆转方塞式喷管的内喷管和塞锥型面的设计方法，内喷管用圆弧和抛物线近似，塞锥型面用抛物线和三次曲线近似，设计了一单元圆转方塞式喷管试验发动机。并采用气氧作氧化剂，气氢作燃料，进行了点火热试研究。介绍了试验发动机的结构与设计参数，以及试验系统组成和点火方式，给出了试验发动机照片、试验结果照片、测量参数曲线和性能数据处理。试验结果表明，试验发动机具有较高的热试效率：在三个不同工作高度下，喷管推力系数效率在93％-98％之间，说明圆转方塞式喷管的型面设计和试验方法是可行的。     

排气液化循环发动机推力室性能计算研究

用双流管方法分析了液膜对排气液化循环发动机推力室性能的影响。推导了发动机壁面的修正方法,给出了主燃烧区参数、边区流管参数与壁面修正、中心流管性能与双流管性能的计算模型。研究结果表明:液膜冷却会导致少量的性能损失;与常规一维流动不同,双流管的壁面修正不可忽略。     

过氧化氢双组元发动机推力室研究

在过氧化氢发动机预先研究项目中,开展了过氧化氢／烃燃料（煤油）推进剂的自燃点火研究,包括自燃燃料开发、推力室设计及冷、热试考核。设计了25N、30N、50N和50kN推力量级的推力室。经热试车考核,点火平稳可靠,燃烧稳定,室压粗糙度小于±5％,燃烧效率高于92％,设计方案合理。     

几何参数对逆流矢量喷管性能的影响研究

采用数值模拟研究了逆流矢量喷管中主要几何参数（二次流道高度G与外套管轴向长度L、横向高度C、出口边缘斜切角θ）对气动性能的影响。结果表明,L或G的增加均提高了矢量角,减少了合成推力系数,但较小的G（如0.2）更容易发生主流附体。当C=H（主喷管出口高度）时气动性能达到最佳,所对应的矢量角最大。θ对气动性能的影响较小,但对矢量角的最大值起到限制作用。     

流体喷管的脉冲爆震发动机出口过膨胀优化数值研究

在脉冲爆震发动机工作过程中,爆震室压力处于强非定常状态。传统的型面不可调尾喷管与可调尾喷管都无法满足爆震室内压力的高频剧烈变化,进而导致较大的推力损失。为了提升现有脉冲爆震发动机型面不可调增推喷管性能,可以从爆震室中引出爆震燃气,通过无阀自适应控制将该二次流喷射在喷管扩张段,实时调节主流的有效扩张面积比,进而形成流体喷管。针对这种形式的流体喷管,在可爆混合物一定(当量比1.0,初始填充压力为0.1 MPa)的情况下,基于二维数值模拟,研究了不同二次流喷注条件(二次流喷注面积比、位置比)对主流流动状态及发动机推进性能的影响。计算结果表明:二次流的喷注改变了喷管有效流通面积;二次流在喷管扩张段喷注面积比越大,喷管的冲量提升率越大(相对于基准喷管冲量最大提升率为5.25%);二次流喷注位置越靠近喷管喉道处,喷管的冲量提升率越高。