两相流对固体火箭发动机塞式喷管性能的影响

针对固体火箭发动机中气固两相流对塞式喷管性能的影响,利用颗粒轨道模型法计算了环喉型塞式喷管两相流流场,辨识颗粒在流场中的运动轨迹,分析不同粒径颗粒对流场及推力性能的影响。结合传统钟形喷管,比较不同工况下塞式喷管与钟形喷管的推力性能,分析气固两相流对塞式喷管高度补偿特性的影响。结果表明：随着颗粒粒径的增大,颗粒会出现交错式的运动,增加了流场的复杂性;单个颗粒与该截断式塞锥只会发生一次碰撞,且粒径越大,碰撞位置越靠前;单一粒径颗粒带来的推力性能损失与颗粒粒径成正比,与工作压比成反比;真实工作条件下,相比于钟形喷管,气固两相流在设计工况对塞式喷管带来约3%更多的推力效率损失,推力效率最终趋于弱于钟型喷管2.7%,但塞式喷管在低压比工况仍具有可观的性能优势。     

脉冲激光能量对ADN基液体工质推进特性的影响规律

为获得脉冲激光能量对含能液态工质推进性能的影响规律,通过基于激光器、高速相机、扭摆搭建的测试系统对二硝酰胺铵(ADN)基液体工质的吸收性能、烧蚀性能、推进性能进行了研究。结果表明：ADN基含能液体是一种理想的液体工质,吸收系数达354.05cm^-1,吸收深度为28.24μm。在0～63.97mJ能量范围内,增大激光能量有利于提高ADN基液体工质的推进性能。在激光能量为63.97mJ时,ADN基液体工质的推进性能达到最优,对应的推进性能参数分别为：冲量53.31μN·s,冲量耦合系数0.8757mN·s·J^-1,比冲281.59s,能量转化效率122.40%。     

冷却环带结构形态及离心角度对流场的影响

为了优化冷却环带局部喷注结构的型面参数,延长液膜存续寿命,采用广义超临界流体定义方法,对高压液氧煤油火箭发动机推力室第一环带的液膜流动特性进行了数值研究。分析了喷注结构的内边弧度半径和冷却剂的入射离心角度对流线发展、介质分布、湍流动能等的影响。结果表明,受超临界流体物性参数的突变影响,入口上、下游壁面处均会出现涡流效应,阻碍当地对流换热作用,阻断液膜铺展并引起液壁分离现象,加剧气液卷吸掺混;增大内弧半径可扩大液膜有效区域,半径为2.0mm时,有效区占比为59.2%;提高入射离心角可显著减弱涡流效应;2.0mm的内弧半径和84°的入射离心角为最佳工况组合,采用该方案可大幅优化液膜的稳定性和顺滑性。     

深空探测聚变推进装置技术路线与研究现状综述

聚变推进技术凭借其能量密度大和高比冲等显著优势,在深空探测研究中受到广泛关注。本文介绍了三种前沿聚变推进装置（反场构型感应驱动金属衬层压缩聚变推进探测器、梯度场内爆衬层聚变推进探测器和普林斯顿反场构型直接聚变驱动探测器）的研究进展,从聚变堆设计原理、深空探测任务参数与实验进展等角度,对三种技术路线进行了分析和总结。     

压比对文氏管汽蚀动态过程演变的影响

基于高速摄影和高频压力测量技术,对半矩形文氏管开展了酒精汽蚀试验,获得了汽蚀区域的流场结构和高频压力数据,基于标准差法分析了汽蚀区长度与压比的关系,基于图像和压力信号研究了汽蚀区的动态演变规律和压力振荡特性。结果表明：压比越小,汽蚀区发展越充分,且汽蚀区长度与压比呈负相关关系。汽蚀区动态特性由湍流脉动和折返射流机制主导,当压比较大时,湍流脉动主导了汽蚀区的动态行为,汽蚀区可分为发展区、融合区、溃灭区;压比较小时,折返射流主导了汽蚀区的动态行为,汽蚀区可分为发展区、回流区、溃灭区。发展区汽蚀形态稳定,能抑制下游压力波向上游的传递;湍流脉动和折返射流会造成发展区后方区域脱落云团的生成,并给下游带来压力振荡,振荡主频呈现出频带特征;低背压时,脱落云团将移动至扩散段下游更远区域,较大逆压梯度将造成脱落云团的逆行,使得扩散段存在局部回流区。     

预冷型组合循环发动机技术

预冷型组合循环发动机具有工作速域宽、比冲高和推重比大等优点,在未来空天领域有广阔的应用前景。本文首先回顾了LACE、SABRE和ATREX等主要预冷型组合循环发动机的工作原理、技术特点和研究情况,对各型发动机热力循环中面临的难点问题进行了分析。其次,针对发动机预冷器、压气机、涡轮和燃烧室等关键部件,建立了热力循环计算模型,研究了预冷和燃烧对冷却剂的流量需求问题、预冷器与压气机性能参数匹配问题和压气机与涡轮共同工作问题等。结果显示,1.0～2.0倍当量比的氢在马赫数0～4.5速域内能将空气冷却51～476 K,而相同流量的甲烷在马赫数0～4.0速域内仅能将空气冷却24～182 K;熵函数用于表征预冷器和压气机在热势差效应和功热转换过程中的能量损失总和,根据发动机性能需求,在熵函数图上可设计不同的当量比-压比（φ-π_c）协同工作线;涡轮总功率是影响预冷发动机压气机压比的主要原因,与传统涡轮相比,驱动涡轮的工质（冷却剂）流量小,要求涡轮单位功率高,给涡轮设计带来挑战。最后结合评估结果对预冷型组合循环发动机的未来发展提出了一些建议。     

复合材料整流罩减振降噪的动力吸振器设计

运载火箭整流罩的隔声性能设计对内部设备的选型、试验和安全运行至关重要。为改善整流罩内低频声振环境,提高整流罩低频段隔声性能,首先,针对复合材料整流罩结构开展力学等效建模;其次,提出一种基于基变换模态空间内降维理论,解决了考虑多模态耦合的动力吸振器(DVA)设计问题;最后,基于整流罩等效力学模型开展了动力吸振器位置及材料参数的优化设计。针对某型复合材料整流罩开展仿真研究,验证新方法的有效性。结果表明：针对某型质量为1 177.3 kg的整流罩模型,添加总质量为14.6 kg的动力吸振器之后,0～100 Hz频段内声功率级均方根(RMS)值从254.8 dB降至238.8 dB,设计频段内声振响应被有效控制,声振环境得到改善。     

C/C复合材料喷管烧蚀壁面退移流固耦合仿真研究

为了保障固体火箭发动机C/C喷管的可靠性,建立了一套正确反映发动机喷管烧蚀过程的流固耦合计算模型,以实现对喷管烧蚀率的高精度预估。依据热化学烧蚀理论以及喷管内燃气与喷管结构体界面的质量平衡和能量平衡关系,建立并验证了考虑壁面退移的C/C喷管流固耦合方法,实现了燃气流动、异相化学反应、结构体传热三者间的耦合。通过实验发动机喷管的烧蚀计算,论证了模型的正确性,并分析了不同金属铝含量对烧蚀率的影响,计算所得的烧蚀率与实验值最大相对误差为4.3%,与不考虑壁面退移的耦合算法计算结果对比,计算精度最高可提升46%。计算结果表明：C/C喷管在喉部附近烧蚀最为严重;推进剂中Al含量的增加导致燃气中氧化组分浓度降低,进而减少了烧蚀速率,这些结论与C/C喷管烧蚀相关研究结果一致。     

收缩比对RBCC进气道影响数值研究

为研究火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)进气道隔离段内激波串传播规律,本文利用数值模拟研究分析了在高、低反压作用下收缩比变化对激波串驻留位置及流动分离区范围的影响,并进一步开展了收缩比对进气道气动性能影响的仿真研究。研究结果表明：在承受额定反压作用下,进气道收缩比存在临界值,在临界值下提高收缩比能显著增强进气道抗反压能力,并影响激波串驻留位置。在临界值上提高收缩比对进气道抗反压能力无明显作用,进气道流动状态不受收缩比变化的影响。此外,提高收缩比能显著提高被捕获冲压空气流所承受的压缩程度,但会承受额外的空气流量损失和气动阻力。     

近临界区液氮低速喷射特性研究

针对低温推进剂在超临界环境中的喷射特性,以液氮为模拟介质,基于SRK状态方程和LES模拟方法开展数值计算研究,获得了4MPa压力下液氮跨临界射流的形态特征,射流密度分布规律与试验结果吻合良好。计算结果表明：在临界点附近,液氮射流表面会形成高比热容屏障,抑制射流内部流体温度升高,从而维持射流核心区稳定;核心区射流表面涡的形成和发展由斜压效应主导,随着射流向下游发展,斜压效应、体积膨胀和粘性效应三者对涡量输运的贡献趋于同一水平;液氮射流破碎后形成并维持大的“高密度块”形态,随着温度升高,密度块逐渐扩散消失。