5kN再生冷却发动机推力室传热研究

5 kN摇摆发动机推力室采用再生冷却身部,为检验推力室冷却方案设计的合理性,对5 kN再生冷却发动机推力室进行传热计算,分析了再生冷却的影响因素,并针对发动机设计提出了相应的改进措施,改进后的发动机热试车工作正常,表明了改进工作的有效性。     

液体远地点发动机推力室工作过程数值仿真

研究了远地点发动机(N2O4／MMH)的推力室工作过程,考虑了自燃推进剂的雾化、蒸发以及化学反应流动过程,采用交错网格系统的SIMPLE算法,得到了不同边区冷却流量对推力室的内流场和燃烧效率的影响结果,数值计算的结果与理论分析相符合,为推力室工作过程的稳定性分析提供了重要参考。     

再生冷却推力室准二维传热数值计算

为了提高液体火箭发动机传热计算精度,建立了再生冷却推力室准二维传热计算的通用方法。冷却通道内考虑了冷却剂层间导热导致的温度分层效应,燃气侧对流换热既可采用传统Bartz公式,又可直接求解边界层控制方程得到热流密度,最终基于MATLAB开发完成了通用的再生冷却推力室准二维传热程序。利用该程序对某氢氧发动机进行了传热计算,并与一维传热程序和三维CFD传热计算结果进行了对比,结果表明：准二维传热计算方法可以计算出冷却通道内温度分层情况,冷却剂温升、流阻计算值与热试数据吻合较好,误差在10%以内,优于一维传热结果,验证了计算方法的有效性;直接求解边界层控制方程得到的热流密度与三维计算结果吻合较好;准二维传热计算时间短,效率高。     

液氧/甲烷发动机推力室肋强化换热技术数值研究

为了提高液氧/甲烷发动机再生冷却通道中冷却剂的吸热效率,同时提高该区域的热防护能力,对带有4种不同肋结构的推力室进行了三维稳态耦合传热计算。分析结果表明,在推力室燃气侧壁面设置纵向肋之后,通过引入等效平均热流密度能够描述带肋发动机推力室壁面的实际换热特征。设置人工粗糙度能够使壁面温度降低85.4 K,但会使压降增大0.11 MPa。设置纵向肋则使冷却剂温升提高24.2 K,但同时壁面温度升高276.4 K。此外,虽然人工粗糙度能促进流体之间的传热进而使冷却剂温度分层有所削弱,但由于壁面温度较低导致靠近通道底部处的流体温度明显较低,因此冷却剂温升并没有明显提高。     

轻质钛合金喷管在氢氧发动机上的应用研究

为降低发动机质量,提高其推重比,将轻质高温钛合金TA15用于液氢液氧发动机推力室喷管,模拟了全尺寸再生冷却钛合金喷管的工作特性,设计了TA15钛合金铣槽式再生冷却缩尺喷管,采用扩散焊工艺生产了缩尺喷管试验件,成功进行了热试验.试验结果表明钛合金氢再生冷却缩尺喷管在高温富氢燃气环境下能够短时间安全稳定工作,传热可靠,最高气壁温达1 017 K,冷却通道流阻及氢温升实测值与计算结果基本一致.最后简要介绍了钛合金的氢脆特性.     

缩比推力室甲烷传热试验研究

为了研究火箭发动机推力室冷却通道内的甲烷传热和流阻特性,研制了缩比推力室甲烷传热试验系统,并以推力室挤压热试验的形式进行了5次超临界甲烷传热试验和2次亚临界甲烷传热试验研究.超临界甲烷传热试验燃烧室压力为5.5～7.5 MPa,燃烧室氢氧混合比约为6.8,甲烷温度为128～230 K,甲烷冷却剂流量为5～7 kg/s,甲烷冷却剂入口压力为8.3～11.7 MPa.亚临界甲烷传热试验的室压约为4 MPa,氢氧混合比2.8,甲烷温度为：128～189 K,甲烷冷却剂流量约为2.9 kg/s,甲烷入口压力为3～3.5 MPa.通过试验研究获得了液态甲烷在推力室冷却通道内超临界压力状态和亚临界压力状态下的传热和流阻特性.     

膜冷却推力室传热计算研究

介绍了推力室液膜冷却机理,并对膜冷却相关研究进行了综述,在总结已有研究成果的基础上建立了一套液膜冷却推力室传热计算模型,采用该模型对某液膜冷却推力室进行了传热计算,地面试车测量值与壁温计算值基本一致。     

再生冷却推力室的多学科设计优化

以某型火箭发动机的再生冷却推力室为研究对象,建立了关于推力室的几何型面、质量、流动、传热和结构应力的仿真模型,在iSIGHT软件平台上利用基于响应面模型的协同优化算法对其进行了分布并行的多学科设计优化(MDO),优化目标为权衡推力室质量、出口比冲和冷却通道压降的综合改善。改进的计算结果表明了MDO在推力室设计中的可行性和实用性。     

再生冷却燃气对流换热系数计算方法优化研究

目前通常使用Bartz方法来计算液体火箭发动机推力室燃气强迫对流传热系数。Bartz方法没有考虑推力室燃烧区域分布和边界层厚度变化等实际情况对燃气热流的影响,不能很好的反映燃烧区域的燃气热流密度分布,其计算结果与试验存在一定的偏差。在Bartz方法的基础上,考虑燃烧区域长度、边界层厚度变化和流动加速性的影响,建立了修正的Bartz方法,再分别采用Bartz方法、修正的Bartz方法和Pavli方法,进行了推力室再生冷却传热计算。与液氧/甲烷发动机推力室试验结果对比表明,在三种方法中,修正的Bartz方法计算结果与试验结果最为接近。最后,采用修正的Bartz方法研究了推力室压力和混合比对再生冷却的影响。     

挤压式低室压推力室再生冷却问题

推力室冷却设计是液体火箭发动机设计的关键之一,通过论述推力10kN挤压式低室压推力室的冷却设计,对其进行了传热分析,并进行了试验验证。结果表明,推力室采用再生冷却和辐射冷却相结合的冷却方式时,发动机工作可靠,不会出现内壁烧蚀。     

200N LOX/MMH推力系统方案论证

论证了200N LOX/MMH动力系统的方案,提出了该系统方案的结构设计参数,并对该结构进行了传热及流场分析。通过传热及流场分析得到：200N LOX/MMH推力系统在方案上是可行的,在满足可靠冷却的前提下比冲达到3170m/s,比目前应用的小姿控动力系统高。     

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...     

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。     

氢氧推力室再生冷却内壁故障分析

对某氢氧火箭发动机在热试车后推力室再生冷却通道内壁产生裂纹的故障建立了理论分析模型,并进行了温度场与应力场的耦合计算分析。分析认为,推力室内壁在连续的发动机热试车中出现故障的机理为较大的热载荷和机械载荷的组合促使推力室内壁的组合应力超过当地的屈服极限,产生较大的塑性变形所致。采用改善冷却通道的结构形式、燃烧室内壁采用适当厚度的隔热镀层、降低推力室内壁应力比R等措施可以提高再生冷却推力室的热循环寿命。     

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。     

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...