泵压式液体火箭发动机变推力方案选择

简述了泵压式变推力液体火箭发动机的现状和应用前景,提出了几种泵压式发动机推力调节方案,分析了各方案的优缺点,阐述了系统方案选择须重点考虑的几个方面.以某泵压式发动机为模型发动机,利用系统参数平衡仿真计算结果,对各种调节方案综合分析,确定了可行的系统调节方案,可用于指导模型发动机的工程研制.      

补燃循环液体火箭发动机输送系统的频率特性

以某大型泵压式补燃循环液体火箭发动机的输送系统为研究对象,采用两种动态数学模型：在低频区域为集中参数法,在中频区域为分布参数法,进行了发动机动态特性的评估、发动机调节系统的分析,为发动机系统稳定性研究以及火箭飞行中的纵向稳定性计算提供原始数据。     

固液混合火箭发动机仿真与优化设计

建立了固液混合火箭发动机的仿真模型和相应的单目标和多目标优化模型,编制了系统仿真程序;采用差分进化算法针对不同的优化目标对发动机的参数进行优化;针对挤压式系统建立了质量模型,在优化过程中考虑了主要部件结构质量对发动机性能的影响;针对固液发动机常用的侧面燃烧药柱编制了内弹道计算程序。以药柱几何参数、氧化剂流量、燃烧室平均工作压强和喷管扩张比等参数为设计变量,对发动机平均比冲、总质量、关机时飞行速度和密度比冲等性能参数进行优化,在Pareto分析的基础上选择了氧化剂流量、燃烧室平均工作压强和喷管扩张比对发动机性能的影响作了深入研究;最后对某型固液发动机进行了优化分析。     

双螺杆固液混合燃料输送系统设计与实验研究

固液燃料混合推进是航天推进系统的重要环节,液体发动机燃料热熵低,为了提高火箭或导弹的续航能力,结合固体粉末燃料热熵高的特点,采取了固液混合燃烧的策略,进而提高发动机燃料的热熵,增加发动机的续航里程。本文根据齿轮啮合原理,对关键结构双螺杆齿形展开修形设计,建立了流道三维模型和仿真模型;在齿形设计的基础上,围绕固液混合均匀、变比例输送开展固液混输系统集成设计,完成整机的加工、装配、调试,搭建实验平台,建立液压测试系统,开展实验。结果表明,设计的两相流泵实现了固液两相物料的混合输送,实现了固液燃料变流量、变比例、变出口压力的均匀混合效果。该小型燃料泵能够实现出口流量30 ~ 600L/h、出口压力0 ~ 900kPa、固液混合比例0% ~ 10%的固液混输,且混输效果良好,研究结构可供设计变推力火箭发动机参考。     

推进剂利用系统对液体火箭发动机性能的影响分析

建立了带有推进剂利用系统的泵式压液体火箭发动机稳态工况的非线性数学模型，用非线性优化方法和小偏差方法计算分析了推进剂利用系统调节阀所控制的燃料流量对液体火箭发动机性能的影响，并对比分析了计算结果。所得结论可用于泵压式液体火箭发动机的控制和调节、试验结果分析、可靠性分析、故障分析，也可用于揭示发动机参数随各种干扰因素的变化规律。     

不同药型固液火箭发动机性能特点

根据平行层燃烧理论,推导了不同药型燃烧面积和燃烧边界长度随燃去肉厚变化的数学规律;在此基础上,建立了固液火箭发动机系统设计模型,将设计过程转化为数学模型;之后采用遗传算法对不同药型固液火箭发动机进行了优化设计.通过对优化结果的比较和分析,开展了不同药型应用于固液火箭发动机的性能特点及其机理的研究,指出了固液火箭发动机不同于固体火箭发动机的内弹道特性.      

塞式喷管结构对固液火箭发动机的性能影响

为了分析塞式喷管结构对固液火箭发动机的性能影响,分别设计了使用塞式喷管和钟形喷管的固液火箭发动机。发动机喷管选取了三个不同的扩张比,对应高空和地面两个设计状态。通过数值仿真,预估了发动机的性能,并将使用塞式喷管结构和钟形喷管结构的两种固液火箭发动机进行了对比分析。结果表明:相对于钟形喷管结构,使用塞式喷管结构能够提高固液火箭发动机的燃烧效率和比冲效率,且最大分别提高了4.13%和3.37%;地面条件下,大扩张比的塞式喷管的仿真推力系数要比同扩张比的钟形喷管的仿真推力系数大2.69%,体现出塞式喷管的高度补偿效应;与钟形喷管内壁面温度相比,塞式喷管塞锥壁面的温度明显更低。     

液体火箭发动机健康监控──故障分析与仿真

以故障分析为目的，建立了一种大型泵压式液体火箭发动机的基本数学模型及实时数学模型，采用历史数据统计及数字仿真分析结合的方法，对发动机的故障模式及其效应进行了分析研究。提出了液体火箭发动机故障诊断系统的框架。为了对液体火箭发动机健康监控的算法及软件进行验证，以实时数学模型为基础，提供并建立了一个实时仿真验证系统。     

动态神经网络在液体火箭发动机故障检测与分离中的应用

应用动态神经网络在线辨识方法，提出了一种液体火箭发动机故障实时检测与分离基本系统。检测逻辑通过度量包含发动机故障信息的辨识残差信号实现火箭发动机故障检测，故障分离通过分析辨识误差相关函数的不同空间特征来实现。仿真研究表明动态神经网络可成功地应用于泵压式液体火箭发动机故障检测与分离。     

补燃循环液体火箭发动机系统的响应特性研究

以某大型泵压式补燃循环液体火箭发动机的输送系统为研究对象,构造了该系统的物理数学模型,并对其进行了大范围参数扰动以及工况调整过程的非线性动态特性仿真,计算方法采用自适应变步长的四阶龙格—库塔法。结果表明,所建数学模型较精确合理,计算方法满足模拟要求;计算结果对类似发动机的研制与改进提供了一定的指导意义     

低温液体推进剂充填管路的数值模拟

研究了低温液体推进剂供应管路预冷充填过程的计算方法, 利用一维均相平衡态流体动力学模型和涵盖预冷过程中主要传热工况的传热模型, 考虑了低温液体推进剂的可压缩性, 用有限容积法求解管流方程, 用有限差分法求解管壁内的一维非稳态导热方程.计算了某型低温液体推进剂火箭发动机实验台系统供应管路的预冷充填过程, 分析比较了仿真与实验的结果, 为发动机和实验台系统的改进及新系统的设计提供了依据, 仿真结果及分析结论已应用于现有发动机实验台系统的改造和长距离液氢输送管道的设计中.      

基于燃气射流冷凝的氧路系统频率特性研究

基于热力学不平衡两流体六方程模型模拟了液氧煤油补燃循环发动机燃气射流在氧路系统泵间管路液氧流体中的冷凝过程，获得了燃气射流冷凝特征参数沿管路流向的分布规律。根据Rayleigh-Plesset方程和燃气射流特性建立了泵间管路燃气冷凝过程的传递函数模型，并与氧路管路、泵等组件模型联立求解，分析了发动机氧路系统频率特性。研究了在不同氧路入口压力和液氧温度边界条件下，泵间管路燃气射流冷凝过程对氧路系统频率特性的影响，仿真结果表明高入口压力和过冷液氧改变了射流气体的惯性和柔度，使得氧路系统特征频率增大。不同边界条件下发动机热试车结果表明，提高氧路入口压力或降低液氧温度使得氧路系统频率从8.3 Hz提高至11 Hz，与数值仿真结果一致，验证了泵间管燃气射流冷凝过程是影响氧路系统频率特性的重要环节。     

固液火箭发动机试验瞬时燃速分析方法

介绍了一种用于固液火箭发动机试验的瞬时燃速分析方法,运用该方法对H2O2/HTPB固液火箭发动机单室双推力长时间热试车试验进行燃速分析,拟合得到该工况下的燃速公式为r=1.847×10-2G0o.7304。根据燃速公式等计算结果对一次发动机试验进行了预估,计算得到的预估内弹道性能曲线与试验结果吻合较好,验证了该瞬时燃速分析方法的可行性,为发动机工作时间较长、氧化剂流率变化较大时的燃速分析提供了一种途径。     

固液火箭发动机中燃料热解速率的测量与分析

固液火箭发动机中,内弹道的计算、流场与性能分析等都需要确定燃料表面的退移速度,常规的热重分析、差热分析因升温速率太慢,与发动机环境的高升温速率差别很大,得到的热解速率误差大。采用了热板实验装置测量高升温速率环境下的固体燃料退移速率。采用高速摄影和超声波传感器进行动态测量,对比了摄影测量和超声波测量的结果,得到了超声波测量得到了热解过程中的退移速率与低密度聚乙烯表面温度的关系。     

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。     

固液混合火箭发动机喷管流动计算

利用二维轴对称 N-S方程和组分方程对选用液氧 /端羟基聚丁二烯推进剂的固液混合火箭发动机喷管流动进行了计算。计算采用 LU时间隐式格式、MUSCL空间离散和 Van Leer矢通量分裂方法 ,8组分 1 0反应的化学反应模型 ,对化学源相进行了点隐式处理。喷管入口条件通过燃速计算和热力计算得到 ,计算了多个氧化剂流率和装药长度情况下的喷管流场 ,分析了真空比冲和推力与氧化剂流率的关系 ,为固液混合火箭发动机喷管设计提供了依据      

改进粒子群优化算法在亚轨道飞行器固液混合发动机设计中的应用

针对粒子群优化算法在求解多维复杂优化问题时容易陷入局部最优的缺点,提出了动态目标粒子群优化算法,通过分析寻优过程中粒子与个体最优位置和全局最优位置之间存在的位置关系,建立了新的速度更新公式.最后,应用该算法对某型号亚轨道飞行器固液混合发动机进行了优化设计.仿真结果表明,改进算法搜索能力强、收敛速度快,能有效解决此类问题,可为亚轨道飞行器的发动机优化设计提供理论参考.      

火箭发动机泵后供应系统水力激振试验

为了研究某型发动机泵后供应系统的动力学特性,对全尺寸的氧泵后供应系统在中、高频范围内开展了水力激振试验。试验数据表明:供应系统的谐振特性被激发起来。在试验条件下,可以清晰地辨识出泵后供应系统的前4阶谐振频率和振型。第1阶谐振频率响应幅值最高,第2阶和第3阶相当,响应幅值次之,第4阶响应幅值再次之。在外界扰动下,该发动机泵后供应系统能够较容易地达到流体谐振状态,当外界扰动频率接近其谐振频率时,供应系统沿程脉动压力出现了明显的共振波形。在不同的谐振频率下,喷前腔位置均为压力振荡的波节位置,也即为流量振荡的波腹位置。