可重复使用液体火箭发动机设计参数对推力室身部棘轮应变的影响

为探究可重复使用火箭发动机设计参数对推力室身部在工作过程中热棘轮现象的影响,采用经典的液体火箭发动机设计方法设计了不同室压、推力及混合比的推力室,通过准二维传热计算方法、非线性有限元热-结构耦合分析方法和局部应变法对比了不同设计参数的推力室在工作过程中的棘轮应变及其发展情况。计算结果表明,相同的热试时间,循环工作的发动机推力室比单次工作的发动机推力室产生的应变更大;设计参数对棘轮应变的影响是通过改变推力室热环境来实现的;其他设计参数不变,室压更高、推力更小或混合比更高的推力室的棘轮应变更大;高室压、大推力或高混合比的推力室棘轮应变随循环次数的增加而减小。     

航天器结构设计与分析软件发展

复杂轨道航天器、运载器以及航天动力系统的设计与分析中引入的三维结构设计及力学仿真软件能够对大型复杂航天器进行高效率、低成本且快速迭代分析,在静力学、结构动力学、疲劳分析方面的显著优势大大提升了航天器设计的可靠性。以目前航天科研部门主要使用的计算机软件为对象,通过介绍典型航天器、运载器,综述了各软件的主要功能以及应用情况,梳理了国内外各软件的发展脉络与发展趋势。     

可重复使用液体火箭发动机寿命问题探讨

可重复使用火箭发动机与一次性发动机的核心区别在于其对发动机的使用寿命提出了更高的要求，面向未来航班化航天运输系统的发展目标，寿命问题愈加重要，亟待突破发动机关键部组件的寿命评估难题。综述了寿命问题的研究进展，分析了推力室、涡轮、管路、密封结构等部组件的失效机理与寿命评估方法，总结并展望了相关研究的重点与方向，为可重复使用液体火箭发动机的研制奠定基础。