考虑气体-颗粒两相流效应的火箭发动机喷管参数优化设计

火箭发动机喷管内型面设计是喷管设计中的重要研究课题,是提高喷管效率的关键.采用基于遗传算法的直接优化设计方法对决定喷管内型面的关键参数进行优化,以减少喷管的比冲损失,提高发动机性能.比冲损失的大小通过喷管两相流计算获得,设计了相应的软件自动完成常见喷管的喷管型面优化设计,对现有型号喷管进行优化的计算结果表明,喷管的相对比冲损失可以显著减小.     

无喷管固体发动机装药技术研究

为提高无喷管发动机的比冲，从装药角度研究了在低燃速推进剂配方中加入短纤维以提高推进剂的抗冲刷性能，采用装药＂喷管＂收敛段的倒锥形造型技术及两种不同燃速推进剂的同心层装药，使无喷管发动机的比冲稳定在１８８２．０～１９８９．０Ｎ·ｓ／ｋｇ，满足了预定要求。与有喷管同类型发动机的内弹道性能比较，无喷管发动机的总冲量达到相当高的水平。     

H2O2/HTPB固液火箭发动机燃料配方正交优化设计

采用随机轨道法计算了H₂O₂/HTPB固液火箭发动机的喷管两相流,并采用试验结果验证了数值计算的准确性.研究了不同凝相质量分数和粒子平均直径对喷管性能的影响,结果表明:随着凝相质量分数和粒子平均直径的增加,喷管效率逐渐降低.对固体燃料中的Al,Mg,AP和B等组分的质量分数进行了正交试验设计,研究分析了不同燃料组分对喷管两相流和发动机性能的影响,并对固体燃料配方进行了正交优化设计.结果表明:凝相组分质量分数随Al,Mg的质量分数增大而增加,AP和B的质量分数对凝相质量分数影响较小;添加Al,Mg,AP和B等物质对发动机的最佳理论比冲影响不大,但可以有效提高最佳理论密度比冲;添加Al和Mg等金属颗粒会增加喷管损失,降低实际比冲和实际密度比冲,添加AP和B对比冲效率影响不大.      

火箭冲压发动机喷管的两相流动理论比冲——一种简单估算方法

本文导出了类似于火箭发动机的火箭冲压发动机喷管的两相流动理论比冲公式;从理论上证明:对这两类发动机的两相喷管流动特性可以通过一个共同的组合参数——当量排气速度来进行分析;介绍了一种变滞后两相流动比冲损失的简单估算方法;提出了一种处理奇点问题的近似解法。     

扩张管和燃料部分填充对PDE效能的影响

采用基于有限速率基元化学反应模型的网格自适应有限体积方法,数值模拟以脉冲爆轰发动机为背景的爆轰波通过扩张喷管的流场,研究了喷管形状及喷管充气状况对脉冲爆轰发动机推进性能的影响。结果表明,氢-氧混合物产生爆轰波的等截面爆轰管冲量在某一比例合适的部分填充时达到最大,而对较大扩张角的喷管来说,其冲量一般随喷管内可燃气体填充比例的增加而增加,比冲通常随可燃气体填充比例的减少而增加;合适的喷管和燃料填充系数能使比冲显著提高。     

100吨级核热火箭发动机喷管流动传热特性数值分析

为了阐明核热火箭发动机喷管内氢的流动传热特性,根据100吨级核热火箭发动机喷管设计参数,建立了喷管再生冷却传热模型与可压缩膨胀模型,采用Fluent软件数值模拟了喷管的流动传热行为。结果表明,当喷管面积比从100增加到300时,发动机比冲的增幅逐渐减小;在冷却通道高度从0.012 m增加到0.024 m的过程中,通道压降逐渐降低,冷却气体温升变化不大。此外,氢的离解会影响喷管内介质的流动传热,离解的氢在喷管内重组为氢气释放的热量参与管内传热与做功,使喷管收敛段内壁面热流密度增加,出口比冲升高。     

一种低空满流的大面积比液体火箭发动机喷管

针对传统大面积比液体火箭发动机喷管在低空过膨胀状态下易产生流动分离的问题,采用特征线法,基于最大推力喷管,对其扩张段后半部分型面进行了控制压力设计,以保证新生成的大面积比喷管（低空满流喷管）壁面压力不小于分离临界压力。而后通过仿真手段对设计方法进行了校验,并对低空满流喷管的性能进行了评估。结果表明：基于最大推力喷管型面的控制压力设计方法能够实现预定的设计目标,生成的型面不仅保证了喷管在海平面条件下处于满流状态,还使得喷管对燃烧室压力脉动具备了一定的抵抗能力。当燃烧室压力为8.5MPa、燃气比热比为1.144时,相较于将要产生分离的面积比为40的最大推力喷管,低空满流喷管能够将面积比增加至60,从而提高真空比冲约5.24s。而相比于面积比为60的最大推力喷管,等面积比的低空满流喷管真空比冲损失约为1.57s。     

二元喷管对发动机性能影响的实验研究

用涡喷-6发动机，在地面台架上对二元收敛喷管和轴对称收敛喷管进行了发动机性能的对比试验，研究了二元喷管的气动特性和喷口面积的影响。结果表明，二元喷管对发动机推力和耗油率影响不大，在发动机最大状态，二元喷管推力约比轴对称喷管小1．0％，耗油率增加约0．7％。     

基于混合优化算法的固液发动机装药优化设计

为了减小固液发动机工作过程中氧燃比的变化导致的比冲等性能损失,提出基于差分进化和克隆选择的混合优化算法,建立装药优化问题的优化模型和优化流程,采用惩罚函数处理约束条件,对某型固液发动机进行了装药优化和分析.结果表明该优化算法和流程性能良好,优化后发动机的性能得到了明显提高,减小了余药质量分数和工作压强,改善了燃烧室和喷管的工作环境,且平均比冲提高了1.2%.      

障碍物对脉冲爆震发动机性能影响的数值模拟

运用计算流体力学方法计算了理想脉冲爆震发动机（PDE）单次爆震的性能参数,并和Wintenberger半分析模型进行了对比,研究了圆环形障碍物阻塞比和节距内径比对空气流动损失和脉冲爆震发动机单次爆震性能的影响,并与连续的多脉冲爆震实验的相关结果做了比较。研究结果表明,数值模拟计算得到的冲量和Wintenberger半分析模型得到的冲量非常接近,佐证了数值模拟方法和结果的正确性;障碍物阻塞比增大、节距内径比减小或进口速度增大,空气流过障碍物时的总压恢复系数减小,流动损失增大;障碍物阻塞比增大,单次爆震的体积比冲减小,单位燃油消耗率增大,性能降低;当阻塞比为41％时,体积比冲为理想爆震管体积比冲的92％,损失了8％;障碍物节距内径比增大,单次爆震的体积比冲先减小后增大,而单位燃油消耗率先增大后减小,不同节距内径比的体积比冲为理想爆震管体积比冲的94％左右,不同节距内径比对性能影响规律与多次脉冲爆震实验结果趋势符合。     

Nitrous oxide cooling in hybrid rocket nozzles

The Department of Mechanical Engineering at the California Polytechnic State University, San Luis Obispo, has developed an innovative program of experimental research and development on hybrid rocket motors (where the fuel and the oxidizer are in different phases prior to combustion). One project currently underway involves the development of aerospike nozzles for such motors. These nozzles, however, are even more susceptible to throat ablation than regular converging–diverging nozzles, due the nature of their flow expansion mechanism. This paper presents the result of a recent development project focused on reducing throat ablation in hybrid rocket motor nozzles. Although the method is specifically targeted at increasing the life and operating range of aerospike nozzles, this paper describes its proof-of-concept implementation on conventional nozzles. The method is based on a regenerative cooling mechanism that differs in practice from that used in liquid propellant motors. A series of experimental tests demonstrate that this new method is not only effective at reducing damage in the most ablative region of the nozzle, but that the nozzle can survive multiple test runs.     

固体发动机喷管喉衬温度场测量与分析

为了剥离热化学烧蚀吸热的影响并获取固体火箭发动机喷管结构内部的温度场分布,以锻压钨为材料设计喷管,在喷管喉衬径向的一定位置埋置热电偶来测量喷管结构温度。实验结果表明：采用锻压钨制作喷管,该本实验条件下可以忽略热化学烧蚀对锻压钨喷管喉部换热的影响;实验测量结果符合传热规律,与导热计算结果基本吻合。实验结果真实可信,为喷管喉部对流换热模型的建立、完善提供数据支持和实验验证。     

环流喷管的轴对称湍流流场计算

对火箭发动机环流喷管进行了二维数值仿真,用数值方法求解Navier－Stokes方程,数值格式为显格式时间推进格式,湍流模型选择可靠性较好的两层代数湍流模型。由于所研究的流场边界形状复杂,计算中采用了分区的方法。通过多个算例的对比,确定了使环形喷管推力效率较高的几何形状。画出了环流喷管内部的计算网格图、速度矢量图、等马赫线图、等压线图及喷管上壁面及轴线的压力分布图。     

喷管石墨喉衬热应力试验和分析

本文根据发动机设计和试验中碰到的技术问题,简要论述固体火箭发动机喷管石墨喉衬温度场、应力场及其影响因素,提出在设计中值得注意的几个问题.     

寻求提高火箭发动机推力和比冲的新途径──环形喷管应用探讨

对环形喷管的概念、特性、分类及其应用作了详细说明，介绍了国内外环形喷管的研究概况，并分析了环形喷管在实际应用中会遇到的问题及解决方法。     

固液火箭发动机多界面喷管瞬态传热特性研究

固液火箭发动机是一种采用固体燃料和液体氧化剂的一种新型火箭发动机,由于燃料和氧化剂是不同物理状态,且在燃烧室内为非预混扩散燃烧,因此固液火箭发动机固体燃料的燃速低,工作时间长。固液火箭发动机喷管一般采用被动热防护喷管,喷管结构在长时间工作中的热防护问题是发动机设计中的关键问题。针对工作时间为200s的全尺寸固液火箭发动机,本研究采用碳陶复合材料、钨渗铜高温合金和高硅氧酚醛树脂等材料,提出了三种喷管结构方案。随后通过建立喷管材料瞬态热传导和烧蚀仿真模型,对三种不同方案的喷管结构的传热特性进行了仿真计算,分析了固体药柱内径在工作过程中变化对喷管传热性能的影响,发现药柱内径会改变燃烧火焰层结构,进而影响喷管壁面的温度分布和热流分布,热流密度在喷管喉部位置达到最大值。本研究同时还开展了相应的地面热试车试验,对仿真结果进行了验证分析。此外,对固液火箭发动机的喷管设计提出了建议和展望。     

不同形状喷嘴的旋流冲击射流压力损失和传热特性实验

提出了一种旋流喷嘴,即圆孔内径设有四条螺旋槽道的类螺纹孔喷嘴。实验对比研究了同一螺旋角下三类旋流喷嘴(插件、内置扭转带、导叶片)与螺纹孔喷嘴在雷诺数为6000、12000下靶面传热特性。分析了各喷嘴对应的气源室压力与流量系数。实验结果表明,螺纹孔喷嘴在靶面的中心区保持了高的传热效率,驻点努塞尔数比其他三种喷嘴高出29.7%~43.3%,当射流空间受限时(半封闭空间)所有喷嘴的努塞尔数下降了40%~60%,内置插件喷嘴下降幅度最大;另外,四种旋流喷嘴中,内置插件喷嘴的气源腔室压力最大,比最小的螺纹孔喷嘴高出一个数量级还多,压力损失系数的分析表明螺纹孔喷嘴的压力损失系数最小,仅是内置插件喷嘴的1/4左右,且雷诺数增大一倍,内置插件喷嘴的压力损失系数平均下降14%,下降幅度最大。      

固体塞式喷管二次喷射推力矢量控制

结合塞式喷管的结构特点,选用流体二次喷射的方法,在应用迎风格式求解N-S方程的基础上,对固体塞式喷管发动机的推力矢量控制进行了初步研究。考察了工作压比、流体二次喷射的角度和流量对固体塞式喷管的高度特性以及流体二次喷射产生的侧向力的影响。结果表明,流体二次喷射的推力矢量控制方法可以增加塞式喷管的轴向力;流体二次喷射产生的侧向力与二次喷射的流量和角度成正变关系;塞式喷管轴向力的增加随着二次流流量的增加而增加,但是二次流对轴向力的增加与二次流喷射的角度成反变关系。     

火箭发动机喷管内型面优化设计

以两种空-空导弹固体火箭发动机喷管作为算例,为此,建立固体火箭发动机的质量模型,喷管的质量比冲模型和目标函数模型,选择五种喷管扩散段内型面:锥形喷管,抛物线喷管,双圆弧喷管,二次多项式喷管和三次多项式喷管,进行优化设计,利用优化理论,成功地完成了五个设计变量的优化问题。优化结果表明,所建立的计算模型是正确的,并可用于其它大中型号的喷管设计。     

固体火箭发动机反向喷管推力终止过程的压力冲击问题

本文介绍一个反向喷管推力终止的冷模拟实验.实验表明,突然打开固体火箭发动机反向喷管后,燃烧室中可能出现强烈的压力冲击,这种压力冲击来自喷管喉部节流和形成准稳态流动之前的非定常过程.本文对这一效应做了估算.用特征线法及激波拟合法进行了一维非定常流动的数值分析.预估的压力-时间曲线与实验结果相当一致.