液氢贮箱停放过程中的力热分析

为了寻找到运载火箭长时间停放过程中液氢贮箱的最经济液位，用于制定合理的发射流程以及紧急处置方法，采用计算流体力学(CFD)技术，对某型运载火箭停放期间液氢贮箱的力、热情况进行了仿真计算和分析。计算选用了VOF(Volume-of-fluid)两相流模型以及Lee相变模型，为了提高Lee模型在不同压力情况下对相变过程的模拟精度，采用安托因方程修正了该模型。修正后的模型首先由试验数据校验了其精确性，随后开展的液氢贮箱停放过程仿真结果表明：贮箱的竖直方向与径向均存在温度分层的现象，液相内会形成大的漩涡，该漩涡会使得冷热流体不断进行热交换，并导致贮箱内部的液氢出现气化。贮箱停放期间蒸发率最大值超过2 m 3/h，发生在停放4 h左右；而贮箱液位充填至37 m 3以上或17 m 3以下时蒸发率较低，最小值接近1 m 3/h。     

膏体推进剂直圆管流动的壁滑移修正

膏体推进剂模拟液管道流动试验结果表明,壁滑移对流动曲线影响较大.通过对多组试验曲线进行适当拟合处理,得到了壁滑移修正系数,并由此推导了滑移流量增量和含壁滑移效应的广义雷诺数.结果表明,修正后的膏体推进剂模拟液流动参数与旋转流变仪测试结果接近,证实了所用修正方法的可靠性.同时,采用含壁滑移效应的广义雷诺数代替无壁滑移效应...     

基于DPM的试验台导流槽喷水冷却数值研究

采用计算流体动力学(CFD)技术,对某型运载火箭动力系统试验时导流槽的热环境进行了分析。计算采用氢氧(H-O)单步燃烧反应模型,标准k-ε湍流模型获得燃烧流场,并采用离散相模型(DPM)模拟了试验台的喷水降噪系统和导流槽底部喷水冷却系统。随后,用经过校验的模型对某型号发动机试验台导流槽的设计参数进行了对比研究。结果表明:试验台的喷水降噪系统及导流槽底部的喷水冷却系统均对导流槽底部有冷却效果,两者同时工作时对导流槽底部的冷却有叠加增强效果;导流槽深度加大时或者喷水量加大时会对底部热环境的改善同样有增强作用。      

大推力氢氧发动机高模试验补氧燃烧过程仿真

为了研究液体火箭发动机试验富燃燃气安全处理方法,确保发动机试验过程的安全,通过对未来大推力氢氧发动机高模试验关键参数设计,确定富氢燃气补氧燃烧方案,并在此基础上建立大推力氢氧发动机高模试验富氢燃气补氧燃烧仿真模型,对补氧燃烧过程进行仿真研究,研究补氧流量和液氧喷注角度对燃烧过程及高模系统的影响,以验证补氧燃烧方案的可行性。仿真结果表明补氧补燃方案可以安全处理发动机燃气中的富氢,保证高模试验安全。并且补氧量越大,燃烧长度越小,热防护难度增加;补氧喷注角度增加对氢燃尽长度影响不大,但使设备热防护难度增大。     

输送管壁温对膏体推进剂燃速的影响

膏体推进剂作为一种新型特种推进剂,具有广阔的应用前景。膏体推进剂燃速直接影响发动机内弹道性能,研究输送管道壁温对推进剂燃速的影响具有重要意义。采用幂律本构方程表征膏体推进剂粘度,Arrhenius方程表征温度对粘度影响,并利用中心有限差分格式对控制方程进行离散。对恒定壁温下的膏体推进剂与管道间传热特性进行数值仿真,并进行了数值验证。结合仿真结果,并借鉴固体推进剂初温与燃速关系,分析了热管道内膏体推进剂燃速特性。结果表明：近壁面加热层厚度随入口速度增高而减小,随管径增大而增大,管内膏体推进剂平均燃速较入口温度条件下有所提高,同时,高温壁面条件下,近壁面推进剂温度高于爆发点,需要考虑管道内的防窜火措施。     

新一代运载火箭动力系统试车总体试验技术研究

针对动力系统试验规模大、风险高、密度高、并行环节多、技术难度大等突出特点,试验主体承担单位细化落实试验主体抓总责任,充分发挥抓总、策划、牵引能力,注重工艺流程的持续优化、加强试验过程的统筹协调、安全防范和风险管控,统一指挥十余个参试系统,统领近十个参试单位形成的试验队有序工作,技术状态控制有效,确保了三型运载火箭八个模块十二次动力系统试车准时准点和圆满成功,为三型运载火箭按期首飞奠定了基础。     

膏体推进剂模拟液直圆管流动特性

管道流动特性研究对膏体推进剂供给系统设计具有重要意义.根据非牛顿流体幂律模型,在无壁滑移条件下,分别建立了膏体推进剂模拟液直圆管流动的理论及数值计算模型,并通过丁羟管道流动试验验证了理论模型的准确性.研究得到了膏体推进剂模拟液在直圆管中流动的压降随管径及入口速度变化的情况,并分析了压降的影响因素和幂律指数对管内流速曲线的影响.结果表明,膏体推进剂模拟液在直圆管中压降随管径增大而减小,随入口速度增大而增大.