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。     

铣槽结构液体火箭发动机推力室壳体热应力分析

介绍了液体火箭发动机推力室铣槽结构热应力的数值分析方法,通过建立液体火箭发动机推力室的流场燃烧和导热理论模型,运用有限体积法考虑液膜冷却计算出发动机工作时的燃气、燃烧室壳体和冷却工质的温度场,将得出的结果作为壳体热应力计算模型的边界条件进行热应力场有限元分析。内、外壁温度的计算数据与实验结果基本相符。     

人为粗糙度强化传热机理数值分析

在统观模型框架内,采用k-ε模型对带人为粗糙度冷却通道内的流动和传热进行了数值模拟,得到了速度场、温度场和湍流脉动物理量分布,并比较了人为粗糙度冷却通道与光滑通道的数值模拟结果.基于数值模拟所提供的详细的流场信息,研究了人为粗糙度对流动和传热的影响,揭示了人为粗糙度强化换热的机理.本研究可为改进液体火箭发动机推力室人为粗糙度冷却通道的设计提供参考.     

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。     

层板发汗冷却在液体火箭发动机中的应用与发展综述

较系统地介绍了应用于液体火箭发动机推力室冷却的层板技术,指出了层板发汗冷却的技术优势。介绍了一内壁全部由层板构成的液体火箭发动机推力室结构及其层板发汗冷却单元的设计和加工工艺问题。总结了国内外关于层板发汗在火箭推力室冷却方面的研究进展,并简要论述了其应用前景。     

液体火箭发动机液膜冷却研究综述

液膜冷却是液体火箭发动机的一种重要的冷却方式,具有冷却结构简单、冷却能力强等优点,一般与其他冷却方式结合,实现对发动机的冷却。液膜冷却对发动机的热防护可靠性和发动机比冲均有重要的影响。通过追踪国内外液膜冷却研究现状,从液膜的形成、中心气流对液膜的夹带作用、液膜冷却分析模型以及液膜冷却对发动机性能的影响等方面,梳理了液膜冷却的研究文献,总结了当前研究中存在的不足,并从冷却剂注入结构、中心气流对液膜夹带特性、液体火箭发动机液膜冷却计算方法和推力室冷却结构/技术方案等方面提出研究展望。     

基于模糊推理的液体火箭发动机推力室减损控制研究

在建立液体火箭发动机动力学模型、推力室冷却夹套隔片结构模型和材料损伤模型的基础上,利用模糊逻辑推理知识设计了模糊推理机,构建了模糊减损控制系统这一有机整体。通过仿真计算,在火箭发动机工作100s期间,推力室喷管冷却夹套隔片有一定变形的情况下,研究了其损伤演化过程及损伤分布。     

液氧/甲烷发动机变截面冷却通道传热数值研究

为提高液体火箭发动机推力室再生冷却通道的冷却效率,对液氧/甲烷发动机推力室变截面冷却通道的耦合传热进行数值模拟,探究了冷却通道的高宽比对跨临界甲烷的湍流流动和对流传热的影响。燃气-冷却通道-冷却剂的三维耦合计算采用一种改进的迭代耦合方法。研究结果表明:在冷却通道横截面积不变时,增大冷却通道高宽比可以降低喉部燃气侧壁面最高温度。冷却通道的高宽比越大,冷却剂压力损失越大。但过大的高宽比会导致压力损失急剧增大,且进一步降低喉部壁面最高温度的效果不明显。燃气侧壁面温度在变截面冷却通道的突扩突缩处出现局部下降,且下降幅度会随着高宽比的减小而增加。大高宽比冷却通道中,喉部侧壁面附近发生传热恶化的范围有限,主要在肋侧壁面附近的下半部分。研究结果为推力室变截面再生冷却通道的设计提供了参考。     

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。     

双组元姿控发动机液膜冷却对性能的影响分析

本文通过分析液膜/辐射冷却的双组元姿控发动机的工作特点,根据两边区流管的卷吸模型,按混合比近似地将燃烧室流场分为一个中心区和两个边区,计算了液膜/辐射冷却的低推力液体火箭发动机液膜冷却对性能损失的影响。并分析了考虑性能分析的结果,及综合传热模型对发动机的设计参数的选择。本文的方法可为同类发动机设计中的性能计算及参数优化提供参考。     

Non-stationary heat behaviour of liquid propellant rocket engines

The transient behaviour of the liquid propellant rocket engine is accompanied by non-stationary heat processes in the combustion chamber, the cooling jacket, and the injector. Based on the analysis of the phenomena, which take place in the liquid propellant rocket engine after cut-off command, the major stages of the curve of the rocket thrust drop were defined. A mathematical model of heat processes is suggested, which includes the calculation of transient heat transfer in the chamber, and the detection of boiling-up of the liquid fuel components in the cooling jacket and in the injector. The determination of the law of the rocket thrust drop and a calculation of the after-effect impulse (AEI) are presented. The calculated transient heat flux the combustion chamber and the transient wall temperatures were compared with experimental data, which were received during starting, and with the impulsive behaviour of the liquid propellant rocket engine.     

推力室多孔面板氢发汗冷却传热分析

为了研究氢氧火箭发动机推力室喷注器多孔面板的发汗冷却特性,采用一维非热平衡能量方程模型对其进行了数值传热计算,计算模型考虑了冷却剂氢的变物性和多孔结构内固体与流体之间的对流换特征。分析总结了多孔结构固体导热率、孔隙率、颗粒特征直径和燃烧室热流密度等因素对多孔面板发汗冷却的影响。研究结果表明,选择较高导热率的多孔面板制造材料能够降低燃气侧面板温度和减小面板温度梯度;孔隙率一般在0.1～0.2为宜;随着颗粒特征直径增大冷却剂与多孔结构固体之间的换热能力明显下降,燃气侧面板温度呈先降低后升高的趋势。     

发动机尾焰注水降温数值计算与试验研究

针对火箭发动机尾焰注水流场,组织并实施了火箭发动机系留点火及燃气流场注水降温缩比试验,研究了燃气冲击射流流场和注水作用下两相流场的分布状态以及降温效果。并通过研究在高温高速对流冲击作用下气液两相流的传热和传质理论,在Mixture多相流模型的基础上添加质量和能量源项,建立了多组分气液两相流非定常数值计算模型,通过对比试验结论,结果表明：所建立的数值计算模型具有较高的计算精度和可靠性,能够准确地反映物理现象。利用数值计算模型研究了注水后燃气、液态水和水蒸气三种主要组分在流场中的组成,通过与自由射流对比得到了注水燃气流场的包络线长度与宽度变化,注水对燃气流场降温效果显著。     

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。     

空气预冷发动机及微小通道流动传热研究综述

首先针对发动机空气预冷系统的特点,将现有的预冷机制分为四种类型,包括燃料预冷、质量喷注预压缩冷却、燃料预冷和质量喷注预压缩冷却组合预冷以及其他流体预冷,并分别介绍了每种预冷机制的代表性发动机循环以及技术特点。调研发现,微小通道结构的预冷器具有很高的散热能力和紧凑度,优势显著。英国Skylon空天飞机的预冷却组合循环发动机（SABRE）其微通道结构预冷器具有极高换热能力。对SABRE的预冷器及相关研究进行详细分析,强调微小通道强化换热对提高发动机性能的重要作用。通过对微小通道中单相气态流动换热研究的调研发现,微尺度流动传热机理仍存在诸多分歧,理论发展不完善,需要深入开展微小通道强化传热研究,尤其对于高速高内外温差条件下微小尺度复杂结构空间内流动传热机理需要深入探索。     

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。     

登月舱用深度变推下降级发动机系统方案研究

在我国的载人登月技术方案中,为实现软着陆,登月舱需要一种大推力、高性能、多次起动,能够大范围变推力的泵压式发动机.通过研究国外登月用下降级发动机技术发展现状和趋势,基于我国氢氧发动机和低温推进剂空间贮存水平,进行了深度变推发动机的系统方案研究;通过分析比对燃气发生器循环和膨胀循环系统优缺点,确定发动机系统方案为涡轮串联闭式膨胀循环;采用空间可长时间贮存的液氧/甲烷推进剂组合,可满足任务周期要求;根据推力深度调节时对各组合件性能要求,确定喷注器燃烧稳定技术和燃烧室身部传热技术是深度变推发动机研制的核心关键技术.