不均匀喷注对火箭发动机点火过程的影响研究

高空点火瞬态过程是液氧/甲烷火箭发动机工作过程中流动非常复杂、燃烧很不稳定的阶段。为了验证喷注流量不均是否为导致点火压力峰升高的重要因素,采用瞬态仿真对该过程进行数值模拟。在无喷注不均的情况下,得到了推力室各特征截面的温度和压力分布的时序演化,以及推力室侧壁及喷注器面上给定测点的压力分布时序,揭示了高空点火过程中着火点的位置特征及压力波在喷注器面的振荡过程。接下来设置了喷注流量不均的多种工况,发现喷注流量不均不会改变推力室侧壁最大压力峰值,只是改变最大压力峰值位置,但却明显增强了压力波对喷注器面的冲击,尤其使以隔板为界的内圈喷嘴所受的平均最大压力峰值达到了推力室稳态压力的30倍,从而验证了喷注流量不均是引起点火烧蚀的一个重要因素。     

膨胀循环氢氧发动机低压火炬的点火能量研究

针对膨胀循环氢氧发动机多次点火需求,采用氢、氧推进剂吸热着火和火炬燃气降温放热的假设,用热力计算方法从理论上分析了推力室采用火炬点火的能量问题。在考虑火炬燃气与推力室内的氧补燃后,富燃低压火炬点火器的点火能量能够满足推力室点火需求。研制了2种低压火炬点火试验系统,对膨胀循环发动机进行了17次点火试验,试验结果与理论分析结果相符,验证了补燃点火假设。     

模拟空间环境试验真空获得技术研究

地球周围的大气层密度是随高度而变化的,高度越高空气越稀薄,真空度越高.为了完成运载火箭中某发动机高空运行的地面模拟验,需要进行真空度13 pa下的真空点火试验,该试验的关键技术为真空容器如何获得真空.文章根据气体低温吸附的原理,设计了一套液氢吸附冷板,在现有系统的基础上完成了真空点火试验.     

过氧化氢推力室技术研究

简述了过氧化氢作为火箭推进剂的优点,重点介绍了近几年陕西动力机械设计研究所在过氧化氢单组元推力室和双组元发动机推力室研制中取得的进展。设计了几种过氧化氢单组元推力室并进行了试验;进行了过氧化氢／煤油双组元火药点火试验;进行了催化点火技术的研究,27次点火试验全部取得成功;设计并生产了几种双组元推力室,对过氧化氢／煤油自燃点火技术进行了研究,累计进行了500余次点火试验;采用37kN推力室分别进行了90％过氧化氢／煤油的火药点火试验和自燃点火试验,试验获得了成功。     

固体火箭发动机水下燃气泡计算

采用二维非定常气流场模型和VOF(Volume of Fluids)模型,对水下固体火箭发动机点火初期这一非稳态过程进行了气水耦合数值求解.模拟了燃气泡的形成、发展及断裂过程,揭示了燃气泡中压强、马赫数等参数的变化规律,得到了高速射流点火初期的流场变化特征,模拟中捕捉到了喷管出口处的压力脉动和燃气泡的"颈缩"现象,并对引起压力脉动的相关因素进行了讨论.模拟结果表明,燃气泡的发展变化过程会对喷管扩张段产生影响,这是水下高速射流的重要特征之一.上述研究可为水下发射固体火箭发动机设计提供参考.     

翼柱形模拟发动机点火燃气填充过程研究

含翼槽发动机点火燃气填充过程对固体火箭发动机整个点火升压过程有着潜在影响.通过试验,测定在不同点火药量、不同堵片打开方式下,点火燃气填充过程中头部和尾部翼槽内的压强变化情况以及两翼槽内的压强响应时间间隔,并建立了模拟发动机的点火燃气填充过程计算模型,计算结果与实测数据吻合较好.结果发现,堵片的状况影响两翼槽内的压强变化情况,同时两翼槽内的压强响应时间间隔与燃烧室内主流燃气速度有关.     

变推力发动机高模试验真空压力测量技术研究

变推力发动机高空模拟试验中真空压力是关键参数,对于76 km高空环境试验系统,真空压力测量的准确性是判断发动机能否点火的重要依据。重点介绍了真空压力测量技术在承担76 km高空环境试验中的应用,研究了试验环境下高真空计的分段测量,以及真空计的安装工艺、测量工艺和现场校准技术,实现了76 km真空压力的准确测量。     

过氧化氢/煤油双组元推力室催化分解点火研究

针对小推力过氧化氢/煤油推力室催化分解点火进行研究.作为过氧化氢/煤油双组元发动机的技术途径之一,还可扩展应用于催化分解点火火炬、补燃循环发动机中.推力室采用细颗粒催化剂床分解90%浓度过氧化氢(90%H2O2),分解的高温燃气使煤油雾化、蒸发和点火并且自维持燃烧.研究工作包括了催化剂床和气液喷注器的设计、单组元分解特性、双组元点火可靠性、工作效率及稳定性研究.试验中采用热容式燃烧室,催化剂床采用轮毂式分配板和多孔式床支板,并检验了不同结构的分解燃气与燃料喷射、混合情况.研究结果显示,催化分解点火可靠性高,工作稳定,燃烧效率在95%以上.     

115N肼催化分解推力室的研制

本文介绍了真空推力为115N 的肼催化分解推力室的设计、生产及试验情况。讨论了设计准则和有关问题。推力室在落压式系统通常使用的落压比4:1的压力范围(2.2～0.55MPa)内进行了试验。试验分别在地面和高空条件下进行。实测的推力、室压、比冲均达到设计值。讨论了某些试验过程中出现的低频室压振荡机理。     

模拟发动机火焰传播过程试验研究

固体发动机火焰传播过程对发动机整个点火升压过程有着潜在的影响.利用靶线法对模拟发动机在不同点火强度、不同点火燃气射流角度和不同药柱结构条件下进行火焰传播试验研究,并对火焰传播位置、火焰峰传播速度进行了分析.结果发现,燃气倾斜喷射导致的火焰峰传播速度大于燃气平行喷射下的火焰峰传播速度；翼槽型装药发动机的火焰峰传播速度大于...     

上面级发动机推力室喷管延伸段气膜冷却研究

上面级发动机采用四氧化二氮/偏二甲肼为推进剂,将涡轮排气引入推力室喷管气膜冷却喷管延伸段.仿真计算和热试车表明：推力室主燃气与涡轮排气压力在同一截面处相等,涡轮排气沿喷管延伸段壁面流动形成紧贴喷管壁面的气膜,对主燃气无扰动,对喷管延伸段起到冷却保护作用.推力室喷管延伸段传热计算值和热试车延伸段温度测量值吻合,排气集合器内压力基本均匀,满足工程应用需要.     

膨胀循环发动机推力室传热优化

针对膨胀循环发动机推力室身部燃气侧的内壁增强换热结构和冷却剂侧的冷却通道结构这两个影响推力室身部换热最关键的结构分别进行多种结构下的数值模拟对比。通过分析各结构的模拟结果,得到了能够合理提高推力室身部换热能力的内壁加肋结构和圆柱段冷却通道深宽比的结构特征。     

层板发汗冷却推力室传热分析

对于采用层板发汗冷却的推力室,为了最大限度地减少冷却剂流量,理想情况是,应根据不同轴向位置的受热情况来分配冷却剂流量,以使各处的壁面温度都控制在材料的许用温度内.本文运用有限体积法,对层板发汗冷却推力室内的燃气流动和壁面内的传热进行了数值模拟,同时通过调节冷却剂吹风比,使各处的壁面温度都控制在材料的许用温度之内.为综合...     

推力室多孔面板发汗冷却试验研究

为了研究液体火箭发动机推力室喷注器多孔面板发汗冷却特性,以缩比推力室挤压热试验的形式开展了多孔面板发汗冷却特性研究,试验采用常温气氢对喷注器多孔面板进行发汗冷却。发汗冷却试验共进行5次,燃烧室压力为3.9～7.6 MPa,燃烧室氢氧混合比为2.8～7.2。研究结果表明在本试验研究状态下面板燃气侧温度为680～830 K...     

RBCC推进系统主火箭发动机气氧／煤油推力室研究

为满足RBCC推进系统主火箭发动机对气氧／煤油推力室的要求,对其进行了高燃烧室压力和温度、大范围变工况工作研究。气氧／煤油推力室喷注器采用中心区气液双组元内混式喷嘴和边区直流喷嘴结合结构,身部采用夹层冷却结构。通过对推力室气氧／煤油推进剂的点火及雾化混合技术、推力室喷注器及身部冷却设计技术、推力室的点火启动、稳态工作等关键技术的研究表明,推力室在室压3MPa、5MPa工况下可稳定燃烧。额定推力650N的气氧／煤油推力室方案可靠、点火工作正常,可以满足大范围变工况稳定工作要求。     

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。     

RBCC发动机火箭推力增益之探讨

为提高火箭基冲压组合循环(RBCC)发动机火箭冲压模态下火箭推力增益,基于模拟飞行Ma=4来流条件的数值计算结果,分析了火箭射流与冲压主流超/超剪切流动的特性,探讨了火箭推力增益的组成,并给出了提高火箭推力增益的措施:1)冲压流道、火箭工作参数的选取必须确保两股超声速剪切流之间的流动匹配,在有限空间内快速、低损的实现高能火箭射流与低能冲压主流间的动量及质量输运,最大限度地提高发动机喷管排气速度及压力;2)采用高室压火箭,通过增加推力室室压,提高火箭燃气膨胀程度,减小火箭推力增益损失。     

推力室多孔面板氢发汗冷却传热分析

为了研究氢氧火箭发动机推力室喷注器多孔面板的发汗冷却特性,采用一维非热平衡能量方程模型对其进行了数值传热计算,计算模型考虑了冷却剂氢的变物性和多孔结构内固体与流体之间的对流换特征。分析总结了多孔结构固体导热率、孔隙率、颗粒特征直径和燃烧室热流密度等因素对多孔面板发汗冷却的影响。研究结果表明,选择较高导热率的多孔面板制造材料能够降低燃气侧面板温度和减小面板温度梯度;孔隙率一般在0.1～0.2为宜;随着颗粒特征直径增大冷却剂与多孔结构固体之间的换热能力明显下降,燃气侧面板温度呈先降低后升高的趋势。     

改性小推力液体发动机推力室工作过程仿真

在考虑N2O4/一甲基肼(MMH)自燃推进剂雾化、蒸发和化学反应过程的条件下,采用贴体网格系统和耦合显式求解算法,仿真计算了小推力液体发动机不同喷嘴设计对推进剂的蒸发、混合燃烧、推力室内流场和燃烧室效率的影响。仿真结果与高空热试车数据基本一致。所用模型合理,具一定的参考价值。