液体火箭发动机关机水击的数值模拟

基于特征线法对某液体火箭发动机小尺寸推进剂供应管路的关机水击进行了数值模拟.研究了发动机关机后推进剂管路的压力瞬变特性,并验证了数值模拟的正确性,同时通过实例计算分析测压支管直径和长度改变时测压支管端部压力与阀门处压力的关系.结果表明:测压支管的存在使实测点与管路内压力瞬变特性可能有较大差异,是造成测量数据不能正确反映管路内真实压力的原因.     

液体火箭发动机水击特性仿真及试验研究

建立了液体火箭发动机水击压力的模型,进行了数值仿真和试验对比分析,研究了影响液体火箭发动机水击压力的影响因素,讨论了发动机关机后推进剂管路的压力瞬变特性,从而验证了数值模拟的正确性。     

挤压式液体火箭发动机水击特性研究

以某四氧化二氮/偏二甲肼挤压式液体火箭发动机为研究对象,建立了包括液路动力学模型、充填动力学模型和气路动力学模型的发动机系统启动过程动态数学模型。仿真计算了发动机系统启动过程中不同节流孔位置和大小时的水击峰压。分析表明,在靠近阀门处设置节流孔可明显减小水击峰压,对氧化剂管路的作用较燃料管路更明显;较小的节流孔利于降低水击峰压,但尺寸须合适,否则会因推进剂流量下降而在节流孔处形成发射。     

基于流固耦合理论的关机水击特性

为了考虑结构变形对关机水击特性的影响,应用Workbench15.0构建双向流固耦合分析系统,模拟关机水击过程,通过压力和流线的分布图分析压力波传播和能量耗散。根据轨控发动机大流量、高室压、快响应的发展趋势,设计了8个工况来分析流量、压力、阀门关闭时间对水击特性的影响。仿真结果表明:在水击发生后,水击的能量只有小部分通过从入口流出和结构变形而耗散,大部分水击能量的耗散是由于流体的粘性损失。流量只对水击峰值压力有影响,且流量越大,水击峰值压力越大。阀门关闭时间的缩短增加了峰值压力和水击频率,减缓了衰减速率。管路背压对水击特性几乎没有影响。因此,在进行轨控发动机高室压水击试验时,在保证流量和关阀时间相同的情况下,减小出口背压,可以得出与高背压一致的水击压力变化曲线。     

基于正交试验设计的姿控发动机起动特性

基于AMESim模块化仿真软件,建立了姿控发动机仿真模型,采用正交试验设计方法,分析了推进剂黏度、集液腔容积、燃烧时滞、喷注压降和阀门间隔时间等因素对姿控发动机起动响应特性的影响。结果表明:起动响应特性指标主要影响因素为燃烧时滞、喷注压降和阀门间隔时间,且对阀门间隔时间敏感性最高。室压超调量对推进剂黏性敏感性最低,响应时间对喷注压降敏感性最低。燃烧时滞越大,喷注压降越小,阀门间隔时间越大,发动机响应性能越差。优化喷嘴雾化性能以缩短燃烧时滞,适当提高喷注压降都有助于缩短姿控发动机响应时间。阀门作动时间则尽量保持一致,以缩短起动响应时间。     

试验台冷却水系统水击压力仿真研究

液体火箭发动机试验台冷却水供应管路具有长度长、管径大的特点.发动机试验过程中,由于阀门动作过快所产生的水击压力会对试验台冷却水供应系统的安全可靠运行产生严重影响.针对该问题,借助系统流动特性瞬态仿真软件,建立了某试验台冷却水供应系统水击压力仿真平台.通过特征线法对系统内水击压力的变化情况进行了仿真计算,并将仿真结果与放水试验时的实测值进行了对比分析,验证了所建立模型的计算准确性并分析了误差产生的主要原因.在此基础上,分析了关阀策略及管路配置对系统内水击压力的影响,提出了优化阀门动作顺序及开启手动旁通阀2种降低试验台冷却水系统水击压力的方法.仿真结果显示,通过采用以上2种方法能够有效降低水击压力峰值,同时增大其衰减速率.     

轨姿控液体火箭发动机水击仿真模拟

以轨姿控液体火箭发动机为研究对象,根据模块化思想,利用AMESim建立了仿真平台,仿真计算了发动机系统工作中管路的水击压力。结果表明:轨控发动机的工作是引起大水击的主要因素。通过与理论计算和试验数据的对比表明,仿真模型较好地描述了管路水击的生成过程。介绍了减小系统水击量的措施。     

基于固体火箭发动机耗尽关机的混合轨道自适应制导方案研究

针对固体火箭发动机在指令关机后存在量级小但顽固的后效冲量及推力偏差大等问题,提出了将速度增益制导(VIC)、末速匹配修正二者结合的混合轨道自适应制导方案。通过Lambert定理给出了VIC方案中需要速度的计算模型,并采用非线性的推力矢量控制(TVC)方法分析了增益速度的导引算法。为了克服固体发动机关机后仍存在量级小但顽固的后效冲量问题,并更有效地实施机动变轨,通过预测推进剂的剩余能量,并结合VIC的计算模型,建立了以增益速度匹配当前固体推进剂耗尽时产生的可能速度增量、并直至发动机自然耗尽的末速匹配修正方案。初步仿真结果表明,该制导方案具有更大的可伸缩性和广泛用途。     

航天器热控单相流体回路水击效应仿真研究

针对航天器单相流体回路水击效应对设备及管路的危害,文章基于特征线法提出了水击效应仿真的数学模型,建立相关边界条件和数值计算方法,对一种含并联支路的单相流体回路在阀门闭合工况进行了瞬态水击仿真分析,得到了阀门动作与水击效应之间的关系和规律。分析表明:回路中阀门关闭的顺序与时间间隔会引起不同程度的水击。为此,提出流体回路先关闭上游或先开启下游阀门、同时增大阀门动作的间隔时间以抑制水击风险的方法,可为航天器单相流体回路可靠性设计提供参考。     

火箭发动机水击压力数值模拟分析

依据水击理论,以某液体火箭发动机为例,采用特征线法建立推进剂供应系统一维流动数学模型,实现了关机水击数值模拟。实例计算分析了测压导管对水击过程的影响。     

配置点谱方法求解推进剂供应管路瞬变流动

基于一维管道瞬变流理论和数值谱方法,给出了求解推进剂供应系统管路内液体瞬变流控制方程的Chebyshev配置点谱方法,通过将“超谱粘性项”引入控制方程,有效地消除了由于解的间断或大梯度变化引起的数值振荡.以一段两端分别连接贮箱和阀门的等截面圆直管为例,利用该方法对阀门关闭后管道内水击现象进行了计算,给出了相应的水击压力仿真结果,并分别与采用特征线法和有限元法求解的结果进行了分析比较,论证了Chebyshev配置点谱方法求解推进剂供应管路内流体瞬变流的可行性.     

仿真技术在球阀特性研究中的应用

航天领域火箭发动机上的球阀性能要求高、工作条件恶劣,对球阀流场分布特性、流量系数特性和力矩特性的研究一直是关注的焦点,要得到较为精确的计算结果又节省大量试验经费,对球阀流场进行仿真研究是有效途径.以液体火箭发动机用球阀为例,建立了三维稳态仿真数学模型并进行仿真计算,然后与试验结果进行比较,验证了计算模型的正确性.     

偏二甲肼组分变化对火箭发动机稳态工作性能的影响

通过建立液体发动机稳态工作模型与热力计算模型,利用最小二乘优化与迭代计算的方法,仿真研究了被空气部分氧化的偏二甲肼(UDMH)对泵压式液体火箭发动机的影响规律。结果表明,随着UDMH中二甲胺、偏腙和水含量的增加,推进剂混合比略有升高,发动机推力、燃烧室压强和燃烧室温度等参数有较明显下降。与传统地单纯分析推进剂能量性能相比,此方法更能准确表征在火箭发动机系统复杂的调节机制作用下,变质推进剂对发动机工作性能的影响。     

液体推进剂空间推进系统静态数学模型

针对采用液体推进剂火箭发动机的空间推进系统，推导了系统液路和气路的通用积分形式方程。对不同部件，根据其特点进行方程简化，给出了以压力为自变量表示流量的部件静态数学模型。这为开展空间推进系统的静态仿真研究奠定了基础。     

膨胀循环液体火箭发动机推力调节阀仿真研究

根据某膨胀循环液体火箭发动机推力调节阀的结构及工作原理,通过理论分析建立了推力调节阀的数学模型,并利用AMEsim软件构建了推力调节阀的仿真计算模型,对其进行了仿真计算.计算了发动机额定工况、高工况和低工况参数下推力调节阀内部各压力及流量参数,并对推力室室压、调节阀出口压力和氢主文氏管入口压力变化引起的调节阀主阀流量变化趋势进行了计算分析,得到了调节阀内部各压力参数及流量的变化规律.     

贝叶斯分类器在液体火箭发动机故障诊断中的应用

研究数据挖掘技术在火箭发动机故障诊断中的应用,利用两种典型的贝叶斯分类器——朴素贝叶斯分类器和TAN分类器对液体火箭发动机故障进行分类,对某型号液体火箭发动机的试车数据和仿真数据进行了故障诊断,结果和实际试车情况相符,从而验证了贝叶斯分类器可以应用于液体火箭发动机故障诊断。     

纳米技术在液体火箭发动机上的应用

介绍了纳米技术在液体火箭发动机的应用现状,对今后纳米技术在液体火箭发动机的应用前景和效果作了初步探讨。重点叙述了我国自行研制的液氧／煤油高压补燃发动机上采用的纳米技术及一些工艺方法,同时将它们的试验情况作了对比分析。提出了今后在液体火箭发动机中采用纳米技术的设想和建议。