塞式喷管热试实验研究

全面介绍了多个塞式喷管的热流实验研究。实验获得了固体推进剂、气氧/酒精及气氧/气氢三种推进剂组合塞式喷管的热试车性能。实验塞式喷管包括了瓦状塞锥和平板塞锥等两种塞锥形式。实验结果表明,塞式喷管特别适合用于飞行高度范围跨度大的固体或液体火箭发动机。气氧/酒精瓦状直锥塞式喷管热试车的效率达到了95%,验证了瓦状塞式喷管的高度补偿特性。一单元塞式喷管和单侧三单元塞式喷管气氢/气氧发动机热试实验成功进行了爆震波多管点火。一单元塞式喷管发动机在CNPR=110附近,效率达到93%～95%;在CNPR=450附近,效率达到96%～98%;在CNPR=1000附近,效率达到93%～96%。单侧三单元塞式喷管发动机在CNPR=50附近,效率达到92%～93.5%;在CNPR=350附近,效率达到95%～96%,预计在设计点的效率不低于98%。     

多单元直排塞式喷管高度特性的数值模拟研究

为了了解多单元直排塞式喷管的高度特性和选择好的塞锥型面设计方案，从曲线坐标下的三维平均雷诺N-S方程出发，用κ-ε两方程湍流模型封闭方程组，采用二阶精度无波动、无自由参数的耗散差分格式(NND格式)，发展了模拟塞式喷管三维流场的数值程序。计算了圆形喉部方形出口内喷管和直排塞锥的流场及塞式喷管的高度特性，比较了优化型面与简化型面的高度特性，研究了塞式喷管高度补偿特性和截短塞锥与全长塞锥在高度特性上的差别及其产生原因。计算表明，塞式喷管在低空具有高度补偿能力；塞锥截短将给塞式喷管的性能带来损失，在低空尤为明显；从低于设计压比的某个压比开始，塞式喷管失去高度补偿能力而进人类似钟型喷管的膨胀状态，截短塞锥将使塞式喷管失去高度补偿能力的压比降低；简化设计的塞锥型面会带来性能上的损失。     

瓦状塞式喷管的设计和试验分析

为了分析瓦状塞式喷管的气动特性,提出轴对称内喷管和塞锥的型面设计方法,设计了两单元的模型发动机,内喷管面积比为5.81,总面积比为24.36、29.43、33.88、37.58。采用高压空气为介质对模型发动机进行冷流试验,分析内喷管倾角和底部二次流变化、以及有无底部盖板对推力性能和底部压强的影响情况。介绍了试验发动机的结构与设计参数,给出了试验模型照片、测量参数曲线和性能数据处理。结果表明：瓦状塞式喷管模型的高度补偿效果较为明显,在整个工作高度有较高的推力系数效率,20°模型的最高效率为96%;底部压强曲线反映出了底部气动特性由开放状态到闭合的转变过程;内喷管倾角增大,底部压强增大即增加底部推力,但存在一个优化性能的最佳倾角;底部加入二次流可以增加底部压强,提高性能,但其影响范围在1%～2%,少量的二次流对增加性能的效果较好;底部盖板会影响底部的气动特性,底部压强是否受环境压强的影响取决于底部处于开放或闭合状态。     

塞式喷管单元发动机实验与数值模拟研究

简要介绍固体推进剂模拟塞式喷管单元发动机实验系统，给出了实验塞式喷管型面设计方法和特征线法在塞式喷管流场计算中的应用，癖结了实验研究结果，并同数值模拟计算结果进行了比较，主要结果包括燃烧室压力，底部气锥流量，内膨胀比，侧喷管倾角，底部压缩角等对塞式喷管性能的影响，并得出了塞式喷管单元发动机推力方向与其轴线方向夹角的高度特性。     

主喷管倾角影响塞式喷管性能的实验研究

为分析主喷管角度对塞式喷管性能的影响,对两种塞式喷管实验发动机进行了热试和冷流试验。试验结果表明,主喷管倾角对发动机喷管效率、底部压强与燃烧室压强之比的影响明显,且存在一个性能最优的最佳倾角。热试和冷流实验发动机主喷管倾角为20°时,喷管效率最高。     

塞式喷管在固体火箭发动机上的应用研究

针对固体火箭发动机要求，比较了3种可能的环排塞式喷管结构形式，认为环排瓦状塞式喷管是目前最可行的方案。以高空工作的固体发动机喷管为例，设计了一个8单元环排瓦状塞式喷管和与其对比用的钟形喷管，在相同尺寸限制奈件下，塞式喷管的面积比大大高于钟形喷管。通过数值模拟的方法对设计的环排瓦状塞式喷管的流场和性能进行了研究，分析了不同反压下塞锥流场特点和塞锥表面的压强分布。计算结果表明，塞式喷管在设计点效率为97．41％时，其真空效率为78．63％。这比对比用钟形喷管的一维理想真空效率高出近2．0％。     

环簇式塞式喷管在固体火箭发动机上应用探讨

对可应用于固体火箭发动机上的3种塞式喷管的结构特点进行了比较,重点讨论环簇式塞式喷管结构性能。基于目前的设计方法,确定了环簇式塞式喷管与钟形喷管的性能比较方法,进行了尺寸及重量分析,并给出了其在战略导弹第一级发动机和高空发动机的应用算例。结果表明,内喷管喉径是影响环簇式塞式喷管尺寸大小的最主要设计参数;在单元数足够多时,环簇式塞式喷管可比相同面积比的钟形喷管的尺寸更小,重量更轻,推力效率更高;明确了环簇式塞式喷管实际应用所需解决的关键问题。     

塞式喷管性能的数值模拟与实验验证

通过特征线法在塞式喷管中的应用，研究了塞式喷管主要结构参数对其性能的影响，同时，研究了塞式喷管的高度特性，最后还对塞式喷管合推力与发动机轴向夹角的高度特性进行了研究和分析。理论研究结果得到了实验的验证。其结果可用于塞式喷管的设计。     

爆震波点火器在氢氧塞式喷管的工程应用

建立了氢氧爆震波点火器试验系统,并根据试验塞式喷管发动机工作状态要求设计了爆震波点火器。在高空条件下(0.005￣0.002MPa),爆震波点火器供气压力0.3MPa、混合比3左右,对爆震波点火器的点火性能进行了试验,成功实现了高空条件下爆震波点火火炬。在同样高空条件下对爆震波点火器点燃单元塞式喷管试验发动机成功进行了点火试验。试验结果表明,氢氧爆震波点火器能以较低的供气压力实现可靠点火。爆震波点火器在气氢气氧单元塞式喷管试验发动机点火的成功应用,为下一阶段应用于多管塞式喷管发动机的实际点火试验提供了技术基础。     

塞式喷管多参数性能优化计算

从影响塞式喷管推力性能的因素中总结出内喷管倾角，内膨胀比、总膨胀比，燃气总压和飞行高度这五个主要因素，并以推力最大为目标函数运用枚举和逐层优化的方法对上述五个参数的取值进行优化计算，提出了对这五个参数进行优化取值的方法并得到了相关结论，其结论可为实际的塞式喷管发动机设计研制提供部分的理论依据。指导相关设计参数的确定。     

Aerospike nozzle contour design and its performance validation

A simplified design and optimization method of aerospike nozzle contour and the results of tests and numerical simulation of aerospike nozzles are presented. The primary nozzle contour is approximated by two circular arcs and a parabola; the plug contour is approximated by a parabola and a third-order polynomial. The maximum total impulse from sea level to design altitude is adopted as objective to optimize the aerospike nozzle contour. Experimental studies were performed on a 6-cell tile-shaped aerospike nozzle, a 1-cell linear aerospike nozzle and a 3-cell aerospike nozzle with round-to-rectangle (RTR) primary nozzles designed by method proposed in present paper. Three aerospike nozzles achieved good altitude compensation capacities in the tests and still had better performance at off-design altitudes compared with that of the bell-shaped nozzle. In cold-flow tests, 6-cell tile-shaped aerospike nozzle and 1-cell linear aerospike nozzle obtained high thrust efficiency at design altitude. Employing gas H₂/gas O₂ (GH₂/GO₂) as propellants, hot-firing tests were carried out on a 3-cell aerospike nozzle engine with RTR primary nozzles. The performance was obtained under two nozzle pressure ratios (NPR) lower than design altitude. Efficiency reached 92.0–93.5% and 95.0–96.0%, respectively. Pressure distribution along plug ramp was measured and the effects of variation in the amount of base bleed on performance were also examined in the tests.     

塞式喷管冷流试验研究

结合试验喷管和试验数据,从高度补偿特性、底部气动特性、塞锥截短对性能的影响和塞式喷管流场等四方面,讨论了塞式喷管的性能和气动特点。试验结果表明:塞式喷管高度补偿效果明显,相对钟型喷管在低于设计高度上仍具有高性能;注入一定流量的二次流有利于提高塞式喷管性能,防止底部开闭过渡时推力较大幅度突降;底部二次流的注入使底部开闭过渡点的压比值升高,底部闭合后的压强值增大;塞式喷管型面设计不理想,将在流场中产生激波,降低塞式喷管的性能。     

塞式喷管流场变化对性能的影响

为了更清楚塞式喷管的注以动机理以便合理的设计塞式喷管，本文从N－S方程出发，采用NND格式对塞式喷管的流场进行了数值模拟。重点研究了塞式喷管在高低空注以场的发展和外流对塞锥流场及其性能的影响。研究表明，在设计高度以下，塞式喷管的高度补偿作用很在,并且外流对塞式喷管影响很大，而在设计高度以上，塞式喷管的补偿作用消失，而外流的影响同样可以忽视。     

塞式喷管发动机多管点火方案的研究

塞式喷发动机点火系统应能同时为十个以上独立的小燃烧室提供充足的点火源，在主推进剂进入后能继续维持燃烧，文中给出了三种点火方案，利用爆震波只需较小的电能输入即可同时点燃塞式叶管发动机的多个燃烧室，用气动谐振点火器无需外部能量输入即可实现多管点火，小燃烧室的电火塞点火能将小燃烧室喷出的火炬用于塞式喷管发动机的多管点火。文中最后给出了气动谐振点火器用于塞式喷管发动机多管点火时的实验数据和技术途径。     

差分流量调节推力矢量控制研究

为了了解差分流量调节实现推力矢量控制的特点,参考塞式喷管发动机XRS 2200的工作参数,对多单元直排型塞式喷管模型发动机进行了数值计算。介绍了差分流量调节的计算方法和内喷管与塞锥推力矢量变化的分析过程,计算产生的俯仰力矩。结果表明,差分流量调节时,塞式喷管轴向合力基本保持不变,不损失轴向推力性能;俯仰力矩包括轴向力和侧向力产生的两部分力矩,随差分流量调节增大而增加,有很好的偏转性能。结论可以为差分流量调节的实验研究提供参考。     

两相流环缝塞式喷管理想型面的设计方法

目前固体火箭发动机塞式喷管没有成熟的理论设计方法,设计方法需考虑两相流因素和极限粒子流线的几何约束。在常滞后两相流假设下提出改进的Angelino理想型面法设计两相流环缝塞式喷管,证明了常滞后两相流中的普朗特-迈耶函数关系式,并给出了最终设计公式。用F luent软件计算了改进法设计的喷管型面性能。算例结果表明,与未考虑两相流效应的纯气相理想型面相比,该法设计的型面长度缩短近33%,推力增大约1%,证明了提出常滞后两相流假设的合理性及改进法设计两相流环缝塞式喷管的有效性。