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...     

捆绑火箭POGO振动动力学模型的研究

确定了捆绑火箭POGO振动动力学模型中蓄压器的最佳安装位置,简化了液体捆绑火箭动力学模型。基于AMESim软件搭建捆绑火箭动力学仿真模型,分析了蓄压器的安装位置对捆绑火箭POGO振动系统的系统阻尼比的影响,以及贮箱、直管、泵和推力室产生的作用力对系统阻尼比的影响。结果表明:蓄压器安装在芯级氧路和助推氧路的系统阻尼比提升最大,POGO振动的抑制效果最好;推力室产生的作用力对系统阻尼比的影响占主导地位,故仅需考虑推力室产生的作用力,以简化捆绑火箭POGO振动动力学模型。该研究可应用于POGO振动的仿真过程。     

通道参数对再生冷却通道流动换热的影响

应用RSM模型对冷却通道的流动与换热进行了三维数值模拟,冷却剂为气氢,考虑其物性随温度和压力的变化.所得结果表明:增加壁面粗糙度使冷却剂换热强化,但会增加流阻损失;在突扩突缩区域会出现旋涡,旋涡使局部流阻损失加大且使湍流加强,壁温在旋涡出现处降低;冷却通道内的流动发展不受入口湍流强度的影响;冷却剂离心力引发径向平面内的二次流动,二次流引起的冷却剂质量重新分布使传热在凹曲率段强化,凸曲率段恶化.      

热容燃烧室基于单点温度的热流测量方法研究 *

为了研究推力室内壁面与燃气间的传热特性,获得多喷嘴燃烧室内壁热载分布,从而为推力室设计及热结构分析提供参考,开展了热容燃烧室壁面热流测量方法研究。以位于距内壁一定距离位置的单点测量温度作为输入条件,文章提出了三种热流计算方法,并进行火箭发动机试验研究,得到了对应位置燃气对内壁的热流密度。可以看出,运用单点方法得到的热流密度与传统两点法结果符合较好,两者计算结果误差在10%以内。结果显示:不同点火时长工况下在同一位置相同时间点上重复性很好,在燃烧室圆柱段热流密度随着点火时长的增加而减小,而在喷管段变化规律则相反,热流密度随时间增加而增加。在提出的计算平均热流的三种方法中,热积累方法的计算结果最高,热平衡方法次之,瞬态法最低。在火箭发动机热容试验中,本文提出的方法可以用于测量燃烧室内壁面热流密度。     

固体火箭发动机复合结构喷管温度场与应力场理论计算

对某长时间工作的固体火箭发动机复合结构喷管的二维轴对称瞬态温度场及二维轴对称准静态应力场进行了理论预估。温度场的计算采用时间域上的有限差分及空间域上的有限元相结合的方法。应力场的计算采用以位移作为未知量的有限元法。计算中考虑了材料的方向性及物性参数随温度的变化，采用变带宽一维压缩存贮刚度矩阵，节约了大量的内存。计算结果与试验结果吻合较好。     

基于细观颗粒夹杂模型的复合固体推进剂松弛模量预测

为更准确地预测不同固体颗粒体积分数的复合固体推进剂的松弛模量,采用了分子动力学方法对不同体积分数的复合固体推进剂细观模型进行建模.根据有限元理论及细观力学均匀化方法,计算在定应变工况下复合固体推进剂细观模型的平均应力随时间的变化,从而有效地预测复合固体推进剂的松弛模量.该方法有效地体现了随填充颗粒体积分数的增大,复合固体推进剂瞬时模量逐渐增大的变化规律及颗粒随机分布对复合固体推进剂瞬时模量的影响.将其应用到复合固体推进剂的设计过程中,可有效降低设计成本,缩短设计周期.      

基于Stereo Lithography文件和有限元法的在轨航天器关键部件热计算

针对STL(Stereo Lithography)文件在传递复杂几何实体模型信息方面具有精度高的特点,提出了一种基于STL文件计算复杂结构角系数和外热流的方法。给出了有限元网格离散和边界识别方法。根据单元和节点的拓扑关系进行辐射换热计算。利用有限元法计算辐射换热角系数和外热流。最后利用有限元法计算航天器关键部件在轨的三维瞬态温度场,并进行了计算效率和误差分析。     

液膜再生复合冷却中液膜传热特性

对液体火箭发动机液膜再生复合冷却进行了算法研究.综合考虑了发动机内部化学反应、蒸发、卷吸、对流、导热、辐射等因素,将冷却液膜分为显热区、潜热区及气膜区三个区域进行了计算.推导了液膜长度和厚度的计算方法,分析了液膜再生复合冷却效率及各因素对液膜传热特性的影响.计算结果表明:①液膜入口质量流量越大,液膜区长度越长,冷却效率越高,复合冷却效率可维持在0.57以上.②高温燃烧室内膜的液体段长度很短,在液膜存在区域内冷却效率高达0.9.③液膜消失后,头部冷却液膜的设计仍对室壁起了很好的冷却保护作用,低温边区一直延伸至出口.④液膜吸收的显热和液膜蒸发吸收的热量及高温燃气与膜间的对流在液膜区内起了主要作用,而卷吸造成的质量损失及传热不可忽略.      

推力室头部最优气膜参数研究

为了获得影响氢氧火箭发动机推力室头部气膜冷却的最佳参数,针对气膜冷却多喷嘴气气燃烧推力室模型进行了三维数值模拟。数值模型采用了标准k-ε湍流模型、涡耗散概念模型分别模拟湍流及燃烧过程。采用正交试验法对不同气膜参数进行系统分析。结果表明:气膜的注入能够有效降低喷注器下游燃烧室壁面温度,且使推力室头部区域壁面温度分布更加均匀,同时对喷注器面也会起到一定热防护作用;气膜流量比对冷却效率和周向均匀性的影响较大,气膜槽缝结构的影响较小,选择合适的气膜流动参数和气膜槽缝结构参数,能达到周向更加均匀分布的气膜冷却效率;气膜的注入对于燃烧效率具有较大影响,相对而言,气膜槽缝结构因素的影响更大。研究结果可以为气膜冷却设计提供参考。