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。     

凝胶推进剂直圆管流动特性探讨

分析了非牛顿流体的类型,认为在液体火箭发动机中有应用前景的凝胶推进剂类型应是有屈服应力的牛顿流体或者幂律流体,关键在于胶凝剂。研究了直圆管中凝胶推进剂的流动特性,依据剪切速率可以将凝胶推进剂在直圆管中的流动分为三个区域。在第二流动区中,可以用幂律流体推导的流阻方程计算管路流阻;在第三流动区,可以近似用牛顿流体流阻方程计算流阻。     

运载火箭交叉输送系统关键影响因素辨识与分析

为深入了解交叉输送系统特性，辨识关键影响因素及其影响规律，通过系统建模与仿真分析开展交叉输送系统关键影响因素研究。推导了交叉输送系统关键组件数学模型，基于AMESim软件构建了系统仿真模型。研究表明，贮箱气枕压差和输送管路流阻是两大关键影响因素。为保证推进剂按额定流量交叉输送，必须对各子级箱压进行精确调节。由于助推上游主管路和交叉输送管路流阻对系统性能影响较大，在设计交叉输送系统时应该尽量缩短助推上游主管路和交叉输送管路，并尽量减小不同助推的管路流阻偏差。     

FMMR微推进系统推力测量装置研究

为了对自由分子流微型电阻加热推力器(FMMR)微推进系统的性能进行试验研究,设计了一个基于天平原理的微推力测量装置,装置采用微推力器自重与推力相分离、触点式外接供电和推进系统集成方法,有效消除了供电电缆和推进剂供应管路的影响.结果表明,测量精度可达±8％,能够满足mN级微小推力测量的精度要求;同时,通过对结构进行一定改...     

凝胶推进剂模拟液直圆管压降计算及误差分析

为了建立凝胶推进剂管路流动模型,分析了凝胶推进剂模拟液在直圆管内的流动特性,并对3种模拟液在第二和第三流动区内管路流阻的计算值与试验值进行了对比分析,结果表明：在第二流动区,用幂律流变方程推导的压降公式计算值与试验值有较好的一致性;在第三流动区,可以近似用牛顿流体压降公式计算管路流阻。此外还分析了压降的误差传播系数,结果表明流变指数和管径的误差传播系数最大。     

补燃发动机总体布局动态设计研究

基于经典的振动理论,结合现代的有限元分析方法,研究了补燃火箭发动机整机结构以及主要管路的固有频率和振型,进行了整机结构中的Y形管模态试验,并分析了真实发动机试车时的主导振动频率。结果表明,Y形管的计算固有频率和试验固有频率相符,振型一致;管路系统的固有频率高于发动机整机的固有频率;发动机试车时的主导振动频率与其固有特性不相耦合。模态计算和试验结果表明,该发动机总体布局结构在动态特性上是合理的。     

推进剂压强指数对喉栓式变推力固体火箭发动机推力调节特性的影响研究

为获取推进剂压强指数对喉栓式变推力固体火箭发动机推力调节特性的影响,用小偏差方法建立喉栓式变推力固体火箭发动机控制模型。讨论了几何法、CFD仿真(气动)法和冷流试验法建立喉栓组件控制模型的适用性,根据结果选用气动喉部进行计算,给出了喉栓发动机推力模型。研究了采用正、负压力指数推进剂的喉栓发动机推力调节特性,发现正压力指数推进剂会导致推力负调出现,负压力指数推进剂可避免推力负调产生。通过单喉栓推力调节试验验证了模型的正确性。仿真表明:推进剂正压力指数越大,压强波动就越大,推力变化越大,响应时间越长;推进剂负压力指数的绝对值越大,压强波动越小,推力变化越大,响应时间越短。分析结果对相关控制策略研究有一定的参考价值。     

液氧/甲烷火箭发动机性能敏感性分析

为了弥补极差分析法在发动机性能敏感性分析方面的不足,提高低温火箭发动机性能敏感性分析的准确度,引入了方差分析法,以某型液氧/甲烷发动机为例开展了性能敏感性分析,并通过F检验得到了每个干扰因素对发动机性能影响的显著性指标,与传统的极差分析法相比,提高了液体火箭发动机性能敏感性分析的准确度。结果表明:发动机推力和混合比对同一因素的敏感性存在差别,其中对发动机推力和混合比的影响最大的是涡轮泵效率,均呈现高度显著;紧随其后,对推力影响显著性最高的是副系统流阻特性,而对混合比影响最高的则是主系统流阻特性。研究表明,方差分析法可以有效提高敏感性分析的准确度,既为该型发动机的研制提供了理论支持,也为其他发动机的敏感性分析提供了新的参考。     

姿控发动机静态特性分析

通过建立液体火箭姿控发动机静态数学模型,计算了典型双组元液体姿控发动机的静态特性,包括各干扰因素对发动机性能的影响、发动机的极限推力和整机试车推进剂耗量.并以热试车为例,将计算结果与试车结果进行了比较.结果证明,用该模型计算结果与实际试验值偏差完全在可接受范围内.     

某四机并联试车推进剂供应特性研究

采用计算流体力学方法,对某型号发动机四机并联试车推进剂供应管路所采用的分流管组件在发动机稳态工况下的推进剂流动特性进行仿真计算,并对分流管组件在发动机启动过程所产生的瞬变流动特性进行分析。计算表明,采用分流管分流的四机并联试车各发动机入口速度场与压力场均匀,可以满足发动机启动过程管道瞬变流动的要求。试验结果证明,数值计算的方法可以对推进剂供应管路设计与改进进行有效指导,对试验结果进行预测。     

表面张力贮箱推进剂管理装置流阻的计算

为了在设计卫星用表面张力贮箱时，正确地计算出推进剂管理装置中液体推进剂的流阻，根据液体的流动特性，研究了卫星用表面张力贮箱推进剂管理装置中推进剂在管道，筛网和一些局部流阻的计算方法，给出了各部分流阻的计算公式，据此实际计算了一个简单的推进剂管理装置，并和实验进行了比较，结果表明理论和实验较为符合。     

火箭冲压组合动力系统特征点推阻特性初探

推阻力是火箭冲压组合动力系统的重要特性,研究推阻特性及影响因素对动力系统研发极为重要.对模型动力系统在高空高速点下的推阻力进行了仿真和试验研究,获得了动力系统在火箭发动机模态、火箭/冲压发动机模态及冲压模态、不同余气系数下的推阻力.结果表明:所研究的模型在火箭发动机模态下,火箭发动机推力室在动力系统内产生的推力大于火箭发动机的设计推力;火箭/冲压发动机共同工作条件下,推力大于火箭发动机设计推力与同一余气系数冲压发动机模态推力之和;冲压模态下,动力系统的推力随余气系数减小而增大;理论计算与试验结果相符.     

动力系统试验吹除系统调试问题分析

新一代运载火箭动力系统试验台首次承担某型号动力系统试验任务,在发动机燃料头腔（燃气腔）吹除调试过程中发现吹除压力偏低,难以满足试验要求.介绍了吹除系统组成及利用孔板模拟发动机吹除路背压的调试方案,分析了引起吹除路压力偏低可能原因是孔板模拟的额定吹除流量或供气管路的阻力系数偏大.因此,通过模拟孔板流量系数标定和管路流阻特性计算,最终确定供气管路阻力系数偏大是引起吹除压力值偏低的主要影响因素,并通过制定加大供气管路内径、减少系统阀门数量等针对性改进措施,优化了地面配气工艺系统.经试验验证：吹除压力偏低的原因分析是正确性的,采取改进措施后供气管路的流阻损失降低了47％.同时确定了试前气源的容积及充气压力,保证了试验的顺利进行.     

非同轴式喉栓变推力固体发动机试验

设计了非同轴式喉栓变推力固体发动机试验系统,进行了变推力原理性试验研究。解决了试验中出现的喉栓结构完整性问题;基于内弹道计算,分析了喉栓变推力固体发动机的压强特性;通过喉栓不同运动过程的试验,开展了喉栓发动机压强特性研究;通过试验结果的对比分析,发现了影响发动机压强爬升的主要因素。试验验证了喉栓式变推力固体发动机的原理可行,以及所设计的非同轴式喉栓变推力固体发动机试验系统可行,满足试验研究需求。     

无毒推进剂泵压式变推力发动机工作过程仿真

根据无毒推进剂泵压式变推力发动机系统方案，建立了组件数学模型，在此基础上进行了工作过程仿真计算，并对主要影响因素进行了分析。结果表明：发动机各组件能协调工作，但起动加速较慢，发动机变推力时阶跃响应较长；起动箱气腔容积越大，起动越快。     

发动机起动加速性计算参数响应特性

液体火箭发动机起动加速性的数值大小反映发动机起动过程的快慢程度。发动机地面试验后计算的起动加速性结果是否准确反映发动机的固有起动特性,需结合试验系统结构组成、计算起动加速性的测量参数测量原理及阶跃响应特性等因素进行综合分析。研究用不同参数计算的起动加速性数值不同的主要原因,确定可靠的计算方法。通过分析某大型液体火箭发动机地面试验系统的推力架结构形式及传感器安装方式等机械结构因素对起动特性影响,并研究推力、转速、压力测量参数配置的信号调理器滤波特性对阶跃信号的延迟作用,分析测量系统对起动特性的影响。分析结果表明,试验系统结构因素和测量参数滤波因素是导致不同测量参数计算的发动机起动加速性不同的主要原因。对于大型液体发动机试验系统试验后,进行发动机起动加速性计算时,要综合分析试验系统结构形式、测量系统滤波特性等因素后,才能确保计算的结果准确、可信。     

N2O4真空排放试验研究

真空状态对高空液体火箭发动机的工作过程具有重要影响,研究液体火箭发动机高空点火、真空排放等过程时,必须对所采用的推进剂在真空状态与地面状态下的差别进行仔细研究。本文以某型高空发动机的真空排放过程为研究对象,根据排放管路中流速相等和流动时间相等的原则,设计了缩尺试验件,对N_2O_4真空排放过程进行了试验研究。结果表明,N_2O_4真空排放流量的轻微减少对发动机实际排放效果影响很小。     

嫦娥四号探测器推进系统设计特点与验证

嫦娥四号探测器推进系统在充分继承嫦娥三号探测器的技术方案基础上,在发动机精确控制和高精度变推力、轨道控制管路超压管理、月面高可靠推进剂钝化、气瓶在轨提高裕度和发动机量化极性测试方面进行了优化设计,并通过了地面试验和在轨飞行试验的充分验证。结果表明:嫦娥四号探测器推进系统完成了在轨飞行全部姿态控制和轨道控制任务,取得的发动机推力精确控制和高精度变推力等技术成果可应用于其他探测器。     

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。     

非同轴式喉栓变推力发动机压强响应分析

设计了非同轴式喉栓固体变推力发动机实验系统,进行了变推力原理性实验.通过对发动机自由容积、喉栓运动、气缸能否一次完全将喉栓送到位、等效喉部结构、推进剂配方对变推力过程中压强响应影响的实验及分析,基本确定了压强响应慢是由于推进剂的动态响应慢造成的.利用成熟配方的低压强指数推进剂进行了压强双峰响应实验研究.研究结果表明,压强峰的下降响应要高于上升响应.研究结果为非同轴喉栓变推力发动机响应特性分析提供了依据.