某发动机并联贮箱排放均衡性研究

某发动机系统采用两台并联布局的贮箱供应推进剂,推进剂排放存在不均衡,其排放均衡性与发动机管路流阻特性、推力装置工作特性、发动机结构布局有关。为获得影响该发动机系统排放均衡性的主导因素,并为改善系统排放均衡性提供依据,建立了分析模型,搭建了试验系统,计算分析与试验验证了上述因素影响情况。计算及试验结果表明,发动机管路流阻特性、发动机结构布局为主导因素,对系统排放均衡性影响较大,推力装置工作特性影响很小。据此,提出了可行的改进措施,包括控制发动机管路流阻特性和优化发动机结构布局。     

新一代运载火箭增压输送系统交叉输送技术研究

介绍了液体运载火箭和航天飞行器推进剂交叉输送技术的概念。分析了贮箱间和管路间两种交叉输送系统的原理和工作特点，以及国外如美国第二代航天飞机、三级并联火箭飞行器、宇宙神运载火箭，以及欧空局阿里安4LP运载火箭采用的交叉输送技术。阐明了交叉输送连接器和交叉增压等关键技术。对所研制的蝶型活门进行的气动螺栓分离和气动分离，以及以水为介质的交叉输送系统小比例系统试验结果表明，两种分离方案均能实现可靠分离，系统工作正常。推进剂交叉输送技术可用于改善捆绑式运载火箭和航天飞机的布局和性能。     

低温推进剂交叉输送管路关键技术研究进展

低温推进剂交叉输送(CPCF)技术是实现低温火箭动力冗余能力的关键技术之一,能够实现芯级和助推级推进剂的合理利用。该技术的核心部件是芯级和助推级之间的交叉输送管路,主要包括用于切断推进剂流动的隔离阀和管路连接分离装置。为了梳理CPCF核心部件的关键技术,首先对CPCF技术的基本运行原理和发展现状进行了简要阐述;其次对交叉输送管路存在的难点问题进行了归纳总结,主要涉及管路的低温密封、低温推进剂管理以及管路连接分离;最后借鉴相近领域的技术为CPCF技术的研制提供参考。本文对将来CPCF技术的应用具有一定的指导意义。     

火药起动系统对发动机起动性能的影响分析

针对采用火药起动器起动的泵压开式循环液体火箭发动机,对其起动系统进行了分析和研究。建立了液体火箭发动机火药起动器计算模型和起动系统燃气管路流场计算模型。将所建立的起动系统模型应用于发动机系统仿真,对发动机火药起动过程进行仿真,分析了起动系统中火药起动器参数和燃气管路参数对发动机起动性能的影响,确定了主要影响参数和影响规律。火药起动器火药药柱内径、火药药柱长度以及燃气管路火药起动器喷管喉部直径为强影响因素;燃气管路涡轮喷嘴喉部直径和管路出口直径在确保发动机火药起动主要工况段燃气管路流场流态为额定工况流态的前提下,为弱影响因素。试验数据验证表明,发动机起动系统的仿真结果正确、可信。     

POGO蓄压器变频降幅特性分析

论述纵向耦合振动（POGO）蓄压器的变频降幅特性，指出其主要影响因素是蓄压器容积及连接管路的液阻，根据输送管路的特定频率，选择适当的蓄压器容积，使其固有频率与特定管路的压力脉动频率相一致，可以获得预期的变频降幅效果。给出了蓄压器的变频降幅试验研究结果，可为POGO蓄压器的设计，研制，使得提供参考。     

瞬变流速作用下姿控发动机燃料管路的非线性振动特性分析

为研究瞬变流速激励下某型卫星姿控发动机燃料输送管路的非线性振动特性,采用加权余量法和四阶Runge—Kutta法对燃料输送管路的非线性液固耦合振动模型进行了数值仿真,研究不同燃料流速下、电磁阀开关时长对燃料管路非线性振动稳定性的影响。仿真结果表明,依据管路特征线可将管路振动分为稳定振动区和不稳定振动区,且不稳定振动主要表现为发散失稳和扩张失稳。当电磁阀开关时长处于失稳区时,电磁阀门开启时长引起的燃料管路不稳定振动为多频率、变幅值的动态扩张失稳,且燃油流速增大是影响管路振动扩张断裂的主要因素;电磁阀门关闭时长引起的燃料管路不稳定振动为单频、变幅值扩张失稳。     

贮箱充填过程仿真和分析

应用AMESim系统建模和仿真软件并考虑管路摩擦和组件的热量传递因素,建立了贮箱充填过程仿真模型。计算了电爆阀打开后减压阀出口压力以及气瓶和贮箱压力变化曲线。仿真计算数据和试验结果基本一致。     

液体火箭发动机关机水击特性仿真

关机水击是引起液体火箭发动机及其试验台故障的常见现象之一。为获得关机水击的主要影响规律,采用一维有限体积法建立了发动机关机水击仿真模型,通过地面试验验证了模型的正确性。针对发动机常见设计变量,开展仿真研究,结果表明:水击增量与推进剂流量、流速成正比;管路足够长时,水击增量与其长度无关,但管路过短时,管路越短,水击增量越小;局部流阻靠近贮箱有利于降低水击,加快收敛;阀门作动时间小于半个水击周期时,水击增量等于完全水击值,否则,阀门作动时间越长,水击值越小;推进剂内注入少量气体,能明显抑制关机水击。     

变推力发动机仿真计算分析

分析了变推力发动机采用的双调模式,用流量调节器控制推进剂流量。流量定位针栓式喷注器控制喷注压降,保证喷注速度基本不变。根据发动机系统特点建立了主要组件的数学模型,并根据模型进行了仿真计算,最后对发动机前管路流阻影响进行了分析。     

动力冗余液体捆绑火箭的POGO稳定性分析

针对动力冗余和交叉输送技术向液体捆绑火箭的POGO振动稳定性分析提出的新任务,考虑独立工作(模式1)、一台助推发动机故障助推贮箱向芯级发动机供给推进剂(模式2)和两助推器同时向芯级发动机供给推进剂(模式3)三种工作模式,利用改进的Rubin方法分别建立液体捆绑火箭POGO稳定性的分析模型。数值计算分析表明,模式1和3下,POGO稳定性对助推蓄压器能量值的敏感程度强过芯级蓄压器。降低泵增益能提高液体捆绑火箭POGO稳定性,其中氧化剂泵的影响强于燃料泵,助推泵的影响强于芯级泵。助推燃料泵柔度的增加会降低燃路系统频率,可能诱发POGO振动,其中模式2下影响最大。本文工作为优化液体捆绑火箭动力冗余系统、抑制POGO振动提供了理论依据。     

膏体推进剂模拟液直圆管流动特性

管道流动特性研究对膏体推进剂供给系统设计具有重要意义.根据非牛顿流体幂律模型,在无壁滑移条件下,分别建立了膏体推进剂模拟液直圆管流动的理论及数值计算模型,并通过丁羟管道流动试验验证了理论模型的准确性.研究得到了膏体推进剂模拟液在直圆管中流动的压降随管径及入口速度变化的情况,并分析了压降的影响因素和幂律指数对管内流速曲线的影响.结果表明,膏体推进剂模拟液在直圆管中压降随管径增大而减小,随入口速度增大而增大.     

滑行段低温推进剂流动及换热特性对气枕压力的影响研究

运载火箭在飞行过程中需要进行姿态调整以满足入轨要求,贮箱内推进剂在外界干扰力的作用下将发生晃动,由此引入了诸如气液接触面积、蒸发、冷凝过程及推进剂流动变化等不确定影响因素。实际飞行过程尤其是进入滑行段的初始推进剂晃动对贮箱内气枕压力及推进剂流动行为具有重要影响。在调研国内外运载火箭末级飞行过程中低温贮箱压力及推进剂流动特性的基础上,建立仿真模型,采用流体体积函数方法(VOF)分析滑行段推进剂流动特性变化对贮箱气枕压力的影响。     

推进剂供应系统增压过程仿真

在大型液体火箭推进系统中,推进剂供应系统对贮箱压力有着严格的要求,增压系统作为可靠性环节的关键系统,工作过程复杂,需要进行仿真分析和试验验证,以改进设计。应用系统仿真技术,对某推进剂供应系统的增压过程进行了仿真,仿真结果与试验情况基本吻合。仿真结果表明缓冲阀可以有效地抑制增压过程压力振荡。此外,系统增压时间不能低于17s。     

低温液体火箭发动机自然循环预冷研究

液体火箭发动机自然循环预冷涉及复杂的流型转换及传热过程,并且受到很多因素的影响。采用一维均相平衡态流体数学模型,通过离散化方法分析了稳态时预冷管路中流体各参数的分布,研究了回流口位置、气枕压力及液体过冷度对液体发动机预冷性能的影响规律。计算结果表明,回流位置位于下封头以上4～6 m范围内为相对最佳,增大气枕压力和液体过冷度均对发动机预冷效果具有抑制作用。     

跨大气层和空间区域飞行器的液体推进剂管理

根据大气层飞行环境与机动飞行特点,以及空间飞行环境与液体推进剂特点,分析了跨大气层和空间区域飞行器的保证重力场和失重状态下均无夹气液体输送、控制液体推进剂质心位移、剩余推进剂空间排放和重复使用等液体推进剂管理技术要求。阐述了相应的关键技术,如包括无夹气输送、液体质心位移控制、失重状态下的流体动力、参数确定和结构设计等管理模式确定,以及包括模型参数确定、模型、状态模拟和验证等的管理模式试验。     

热力学排气系统对液氮贮箱控压特性的影响分析

为研究热力学排气系统(TVS)对低温推进剂贮箱控压特性的影响，搭建了液氮热力学排气技术控压试验平台，开展了混合模式和并行模式下的低温贮箱控压试验，研究了不同控压区间气枕压力及液相温度的变化规律，对并行模式过程中节流特性以及节流制冷量的输入对液相温度变化的影响进行了分析。试验结果表明，在混合模式中由于外部漏热和气枕压力的影响，液相温度呈波浪式上升趋势;在并行模式中，在节流制冷量输入和外部漏热的共同作用下，液相温度停止上升转而下降；在两种模式运行中，液相温度在较高的控压区间比较低的区间变化率大；理论模型能够较好反映试验测试结果，模拟分析得到的液相温度变化率与试验结果基本一致。     

凝胶试验特性数据分析

针对凝胶推进剂压力损失的计算方法与常规推进剂存在很大差异,结合对非牛顿流体的理论分析,得出了凝胶推进剂在管路中的流动特性主要取决于其自身。对凝胶N2O4及凝胶UDMH液流试验的压力-流量数据,分别采用指数方程、多项式方程和直线方程三种方法进行曲线拟和、对比分析,反映了凝胶推进剂的非牛顿流体特性,对系统组建提出了一些建议,明确了凝胶试验系统试前应采用真实介质进行冷调,并为系统调试数据提供了可行的拟合方法。     

液氧贮箱增压过程研究

采用数值模拟方法对液氧贮箱增压过程进行研究.贮箱内流场采用流体体积函数（VOF）多相流模型考虑,选择标准双方程k-ε湍流模型分析湍流效应,气液两项之间的热量、质量转移通过自定义程序（UDF）求解.获得了贮箱压力、排液流量、气垫温度、液氧温度对贮箱内流场温度分布的影响.计算结果表明,在稳定增压过程中,贮箱液面无扰动,贮箱内温度分层分布;各参数变化时,对贮箱内温度分布的影响主要是温度梯度的变化,并且各工况下液面附近和扩散器附近温度梯度基本相同.     

摇摆软管低温疲劳试验关键技术研究

为有效考核液体火箭发动机的工作可靠性,需要通过地面试验验证摇摆软管低温疲劳特性。摇摆软管低温疲劳试验系统承担试验时涉及的摇摆环境模拟、低温压力环境模拟、轴压平衡等关键技术。摇摆驱动分系统利用水平放置的2个液压伺服油缸作为驱动单元驱动十字轴带动摇摆软管摆动,模拟摇摆软管的安装边界及摇摆工况。低温压力供应分系统向摇摆软管内腔输送一定压力的液氮,模拟摇摆软管低温以及内压环境。内压平衡子系统通过设置在摇摆软管内的轴压平衡装置平衡内腔压力产生的轴向载荷,避免在内腔压力作用下伸长。某型氧化剂摇摆软管低温疲劳试验结果表明:摇摆软管低温疲劳试验系统能够实现摇摆软管双向摇摆和单向摇摆等疲劳试验工况,试验环境和边界条件与摇摆软管实际工作状态基本一致,试验参数满足要求。     

无喷管助推器非定常动边界内流场数值模拟

无喷管助推器依靠药柱的扩张面实现对气流的加速,燃面的线性增加及喉面的指数增加,使其内流场呈现明显的非定常性;侵蚀燃烧、压强的不均匀分布及药柱变形,使无喷管助推器的工作过程十分复杂。通过对FLUENT软件进行二次开发,建立了无喷管助推器的非定常动边界内流场数值模型,考虑了推进剂的点火过程和侵蚀燃烧,可获得各个时刻的燃面位置及内流场分布,从而可对发动机的内弹道性能进行较准确地预示。通过对某无喷管助推器的工作过程进行模拟,内弹道计算曲线与试验曲线吻合得较好。