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。     

喷管温度场计算的加权余数有限元方法

喷管温度场计算是固体火箭发动机喷管设计中遇到的一个重要问题。利用差分法计算温度场已有很多文献报导,本文提供一个加权余数有限元法计算喷管的温度场,其突出的优点是能与热结构计算程序联用,组成热分析和热结构的统一程序,因为加权余数有限元与变分原理有限元在节点网格的划分,有限元几何参数的计算,变带宽的一维储存和代数方程组的求解都有相同之处。为了说明方法的精度和可靠性,本文给出了有限元计算与解析解的比较,有限元计算与地面试验结果的比较,这些比较表明:本文提供的方法是可靠的,可供     

固体火箭发动机喷管结构缝隙设计

通过热和结构计算，对固体火箭发动机喷管缝隙设计进行了分析。将燃气简化为一维等熵流以确定喷管内型面所承受的温度和压力载荷．基于三维有限元模型．计算了喷管的瞬时温度场。导入温度场分析结果，并用点一点接触单元模拟不同材料之间的接触状态，计算了温度和压力载荷联合作用下喷管的位移场和应力场。综合多个时刻的计算结果得到发动机工作过程中喷管结构缝隙和接触应力的变化趋势，并据此对设计缝隙提出了修改意见，结果可为发动机喷管设计提供参考。     

固体火箭发动机碳基材料喷管热化学烧蚀特性

为了准确预示固体火箭发动机碳基材料喷管的烧蚀率,依据热化学烧蚀理论,建立了喷管传热烧蚀的二维轴对称气-固-热耦合计算模型,计算通过FLUENT壁面化学反应模型完成,无需事先假设烧蚀控制机制。针对70-lb BATES发动机喷管进行了烧蚀计算,研究了推进剂配方、氧化性组分、燃烧室压强对喷管烧蚀的影响。结果表明:烧蚀率计算值与试验测试值吻合较好;烧蚀率分布遵循喷管内壁热流密度分布规律,在喉部上游入口处达到峰值;烧蚀率随推进剂Al含量增加而降低,随燃烧室压强升高而近似正比例增大;H2O是决定烧蚀的主要氧化性组分。     

固体火箭冲压发动机燃烧室热防护层烧蚀计算

为了研究冲压发动机燃烧室的热防护性能，用类比法计算了整体式固体火箭冲压发动机燃烧室壁面的烧蚀，其中考虑了热解气流对烧蚀的影响，并将国外有关固体火箭发动机喷管烧蚀计算时所用经验参数（指前因子）通过换算转换到冲压发动机燃烧室烧蚀计算中，计算结果符合物理规律，并与试验结果符合较好，该项研究为冲压发动机燃烧室热防护层的设计提供了有效的分析手段。     

固体火箭发动机喷管CAD系统设计

叙述了一个基于微机的固体火箭发动机喷管ＣＡＤ设计软件的功能及实现过程，内容包括：喷管的型面设计、流场计算、性能预估、结构设计、温度场计算和烧蚀计算等。该软件既可独立地运用于喷管的结构设计，又可以与其它部件的设计软件一起协调工作，共同完成固体火箭发动机的方案设计。该软件已开发成功并投入使用，实践证明具有使用方便、功能完善等特点     

火箭发动机设计参数对喷管效率的影响

火箭发动机设计参数对喷管效率的影响德国航空航天研究院用ＪＡＮＮＦ二维动能程序的改型给出了大型Ｈ。／Ｏ。火箭发动机喷管的流动计算结果，对火箭喷管进行了各种计算以研究火箭发动机特征设计参数对喷管损失的影响。喷管损失的范畴可分成扩散、摩擦和动能几类。此外，...     

固体火箭发动机复合结构喷管的传热及烧蚀研究的现状

一、概述 固体火箭发动机的喷管一般是无冷却的。随着推进剂能量的提高,喷管受热很严重。一般含铝粉的CTPB推进剂,燃烧温度可达3500°K,燃气沿喷管膨胀加速产生推力,同时,炽热的燃气流使喷管受热,以临界截面处最为严重,因此,必须考虑特殊的耐烧蚀材料。另外,喷管作为固体火箭发动机的部件,还必须考虑其他要求,如重量、经济性、强度(结构完整性)等。所以产生了复合结构喷管的设计。 复合结构一般包含与燃气直接接触,构成燃气流动边界的内层,称为烧蚀层、中间绝热层及喷管结构本体。     

长时间抗强氧化剥蚀固液发动机喷管热结构材料研究

能衔接固体发动机和液体发动机比冲的固液发动机得到广泛研究。由于固液发动机的强氧化剥蚀环境,发动机的主动热防护喷管很难满足长时间工作的需求。利用固液火箭发动机,喷管采用主动热防护方案,完成了工作时间长达200s固液发动机的喷管热结构型式设计、热结构材料制备和热结构材料筛选试验。完成两轮热试验工作。初始状态喷管和改进状态喷管均成功通过长达200s固液发动机热试车考核。研究结果表明:(1)固液发动机喷管的热结构设计与抗强氧化、高温烧蚀和剥蚀的材料制备,是保证喷管长时间稳定可靠工作的两个技术关键。(2)采用复相陶瓷复合材料结构件改进喷管的性能一致性、工作可靠性更高,材料烧蚀率相对更低。(3)改进喷管大幅度地提高固液发动机性能,提升燃烧室内压159%,提高发动机推力43%。     

日本火箭发动机喷管用C/ C 复合材料

介绍了C/C复合材料在日本固体火箭发动机喷管的应用情况,主要包括卫星远地点助推发动机用螺旋形状碳布铺层的2D-C/C扩张段、固体助推器及固体运载用3D-C/C喉衬.2D-C/C扩张段采用黏胶丝基碳纤维成型,M-V固体运载一级发动机C/C喉衬采用碳纤维三向正交圆筒编织结构,热等静压-石墨化致密,外径Ф1100 mm,密度达1.95 g/cm3.C/C复合材料在固体及液体火箭发动机喷管延伸出口锥的应用是未来的发展方向.     

复合喷管热结构耦合计算的一种新的策略

基于流固耦合完成复合喷管流动换热、传热过程温度场的数值模拟,编写了计算流体力学(CFD)与有限单元法(FEM)的接口程序,快速实现温度载荷和机械载荷数据的传递,提出了复合喷管热结构耦合计算一种新的策略。利用直接约束法考虑了复合喷管部件界面间高温碳化带来的结构边界非线性因素。计算结果表明耦合方法得到的复合喷管温度场是合理的,高温下界面间结构功能退化问题对于变形特征以及应力场影响很显著。     

复合喷管热结构耦合计算的一种策略

基于流固耦合完成复合喷管流动换热、传热过程温度场的数值模拟,编写了计算流体动力学(CFD)与有限单元法(FEM)的接口程序,快速实现温度载荷和机械载荷数据的传递,提出了复合喷管热结构耦合计算一种策略.利用直接约束法考虑了复合喷管部件界面问高温碳化带来的边界非线性因素.计算结果表明耦合方法得到的复合喷管温度场是合理的,高...     

Multi-phase flow effect on SRM nozzle flow field and thermal protection materials

Multi-phase flow effect generated from the combustion of aluminum based composite propellant was performed on the thermal protection material of solid rocket motor(SRM) nozzle.Injection of alumina(Al₂O₃) particles from 5% to 10% was tried on SRM nozzle flow field to see the influence of multiphase flow on heat transfer computations.A coupled,time resolved CFD(computational fluid dynamics) approach was adopted to solve the conjugate problem of multi-phase fluid flow and heat transfer in the solid rocket motor nozzle.The governing equations are discretized by using the finite volume method.Spalart-Allmaras(S-A) turbulence model was employed.The computation was executed on the different models selected for the analysis to validate the temperature variation in the throat inserts and baking material of SRM nozzle.Comparison for temperatures variations were also carried out at different expansion ratios of nozzle.This paper also characterized the advanced SRM nozzle composites material for their high thermo stability and their high thermo mechanical capabilities to make it more reliable simpler and lighter.      

旋转固体火箭发动机喷管热结构分析

以某固体火箭发动机喷管为例,研究其旋转情况下的流动、传热及热结构响应性能。利用雷诺应力湍流模型,结合增强型壁面函数,求解N-S方程。以喷管内壁面温度分布为边界条件,求解二维轴对称瞬态热传导方程。将瞬态温度场按时间步长加载,进行瞬态静力学分析,得到不同转速下的流场、温度场及应力场。结果表明,喷管在旋转情况下,喷管内壁面尤其是喉部及扩张段温度分布在转速为100 r/min及600 r/min左右时变化剧烈;旋转内流场与喷管结构的耦合作用加剧了喷管的传热,尤其是喉衬的烧蚀,特征点温度值随转速增大而升高;最大热应力位于喷管最外层尾端,整体热应力在转速低于100 r/min时得到释放,随着转速的不断增大,喷管整体最大热应力及扩张段特征点应力随之增大,而喉衬特征点由于旋转导致了温度梯度降低,其应力值随之减小。     

固体发动机喷管扩张段斜向缠绕成型技术研究进展

布带斜向缠绕结构具有良好的抗烧蚀性能,在国外广泛应用于火箭、导弹的头帽和发动机喷管构

件。本文简单介绍了固体发动机喷管树脂基扩张段的布带缠绕成型技术,布带斜向缠绕成型技术在国外固体

火箭发动机喷管上的应用情况及我国固体发动机喷管扩张段布带斜向缠绕成型技术的研究进展。

     

动网格技术在具有摆动喷管发动机流场数值模拟中的应用

介绍了实现移动网格的基本方法,应用动网格技术,通过UDF（用户自定义函数）编程,对具有摆动喷管发动机三维内流场进行了数值模拟,结果表明,动网格技术能很好地实现与喷管摆动相对应计算区域的实时变化,适用于具有摆动喷管发动机内流场的计算。     

喷管中泡状气液两相流影响因素分析

为了获得边界条件对缩放喷管中泡状流的影响,采用包含气泡动力学的连续均质混合流模型,基于求解Rayleigh-Plesset方程的变步长龙格-库塔方法,提出一种稳态泡状流求解的迭代修正计算方法,实现了喷管中流场计算。获得了气泡半径、混合密度在喷管中变化情况。将不同边界条件下的计算结果进行对比分析,得到了气泡平衡半径、喷管入口含气率及入口速度对流动的影响。     

水力模拟与固体火箭发动机流场分析

水力模拟技术的发展，可以对固体发动机流场进行范围广泛的水力模拟。例如：轴对称流场，定常和非定常流动，亚音和超音流动具有激波的流动等。作用介绍了水力模拟的基本理论，轴对称流动水力模拟的主要对应关系以及水力模拟试验装置的简要情况。     

串装双燃速药柱发动机的内流场计算

对一维的加质燃烧室流场、轴对称的二维喷管内流场和高燃速药柱燃烧完成后的燃烧室二维内流场以及三维药柱几何做了一体化计算。应用轴对称的N－S方程、TVD有限体积法的显式MacCormack格式，对燃烧室后段和长尾喷管跨声速流场进行求解，得到了双燃速内弹道性能和轴对称二维流场中燃气参数的分布。结果具有较高的精度，并为进一步的燃烧室和喷管热结构分析提供数值依据。     

分离流动对矢量喷管性能的影响

采用有限体积法计算了轴对称矢量喷管三维粘性流场，通过改进人工粘性及其边界条件提高了计算的收敛性和数值模拟的精度。利用数值模拟研究了矢量喷管的分离流动对矢量推进性能的影响，通过同实验结果对比，验证了数值模拟的精度。研究表明，分离流动对矢量喷管的性能参数尤其是有效矢量角具有较大影响。