单组元肼推力器温度场仿真及试验

针对5N单组元肼推力器，建立了在轨运行过程中推力室热控组件的传热模型；应用有限元方法进行了热分析和仿真计算；并对计算结果进行地面热真空试验验证。对于进一步开发、研制具有新型结构和热控性能的姿控推力器和具有相似结构的多种推力器具有一定的借鉴和指导意义。     

单组元发动机推力室在轨温度数值仿真

建立了单组元发动机推力室系统(包括结构部件如隔热框、催化床、喷管等)的传热模型。在此基础上，应用有限元数值计算的方法，将模型进行轴对称Delaunay非结构化网格剖分，并完成瞬态温度场的模拟计算，进行推力室在轨温度的数值仿真。结合计算结果分析了热回浸现象、催化床电加热效能以及外空间辐射换热等问题。最后指出，隔热框的防热设计和空间辐射散热有效地隔绝了热回浸对电磁阀和喷注器的不良影响，并论证了催化床的电热丝加热是保证催化床在工作前维持一定温度范围之内的可靠方法。     

内部再生冷却推力室及其传热分析

内部再生冷却是一种新的推力室冷却技术,目前国内尚未采用.本文从物理模型及数学模型两方面研究了内部再生冷却机理,着重在不同边区冷却液流量、室壁材料和室壁厚度下进行了推力室壁的二维温度场的数值计算,并就计算结果作了分析和讨论.     

层板发汗冷却推力室板片流道的调节功能试验

为了在设计层板发汗冷却推力室时选择合适的一次调节通道，对不同曲率半径，不同几何尺寸的一次调节通道进行了流阻试验，得出了不同几何尺寸的一次调节通道的流动特性，试验结果与经典的层流理论计算结果之间存在较大的差异，试验表明，一次调节通道的临界雷诺数随曲率半径的减小而减小，摩阻系数随曲率半径的减小而增加，并得出了相应条件下的一次调节通道摩阻系数的修正关系式，在层流范围内阻较好地反映一次调节通道的流阻特性。     

单组元300N发动机低温试验研究

为探究低温环境下单组元300N发动机的工作特性,揭示影响发动机低温性能的主要影响因素,以300N发动机为试验对象,开展了模拟飞行工况的发动机低温试验。给出了低温试验研究方法,分别从温度差异对发动机性能影响、催化剂活性差异对发动机低温启动特性影响和低温对电磁阀响应特性影响等方面获得研究结果。结果表明,低温是影响发动机低温性能的主要影响因素,-48℃条件催化剂无法完成推进剂的催化分解,发动机发生爆炸;-30℃条件下起活时间为80.5～87.5ms,发动机可正常启动,且启动温度与起活时间呈指数关系;催化剂批次差异也对发动机低温工作性能产生一定影响,不同批次催化剂低温起活时间的差异可达91ms;低温试验过程中,电磁阀的关闭受到低温推进剂粘性和背压的影响,产生了明显的迟滞现象,延迟时间约100ms,对发动机在轨的精准控制存在一定影响。     

涡流冷却推力室燃烧效率分析

为了分析喷注器对涡流冷却推力室燃烧效率的影响,开展了2kN气氢/气氧涡流冷却推力室的设计、仿真与试验研究,设计加工了三种不同喷嘴分布直径的氢喷注面板,在试验过程中测量了推力、燃烧室圆筒段内壁面温度、内壁面压力等参数,利用热力计算、流场仿真与试验测量结果对涡流冷却推力室燃烧效率进行了分析。结果表明,在所分析的三种喷注面板中,喷嘴分布半径最大的推力室燃烧效率最高,为97.6%。同时开展了透明燃烧室的试验研究,高温火焰在燃烧室圆筒段59.5％半径以内区域,验证了内外涡流结构的存在。仿真结果表明,氢喷嘴分布直径影响燃烧区域的分布,从而影响燃烧效率。      

固体发动机真空比冲分析

本文预示了SRM-1、SRM-2和SRM-3固体发动机的真空比冲效率(或无因次比冲),并对前两种高模试车失败的发动机进行了分析,所得实测真空比冲效率与预示值基本一致,相对偏差均未超过0.3%.同时,通过真空比冲数学模型及模拟参数分析,得出了缩比试验发动机不能模拟的三个主要参数(L~*,d_t,t_b)及实施模拟的办法.在此基础上提出了大型发动机带缩比试验发动机进行高模试车的建议.     

三组元推进剂燃烧试验分析

三组元火箭发动机是近几年提出的新概念.本文介绍了三组元推进剂燃烧试验及其结果分析.试验用液氧/丙烷/氢做推进剂在9.78MPa燃烧室压力下完成.试验结果表明,三组元推进剂和三组元发动机概念可行.     

液体火箭发动机推力室冷却通道传热优化计算

采用标准K-ε两方程湍流模型对液体火箭发动机推力室再生冷却通道三维湍流流动与传热过程进行了数值预测，冷却工质为氢气，其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化，通过两种优化方案来改变推力室冷却通道的深宽比。方案一为保持冷却通道的深度及肋宽不变，通过改变推力室壁面通道个数来改变通道的深宽比，方案二为保持通道数目不变，通过增加或降低通道高度来改变通道的深宽比。以此计算在不同通道深宽比下推力室壁面的传热特性，并进行了优化分析。计算结果表明：存在着一个最佳冷却通道个数，使得推力室壁面再生冷却效果达到最佳；在相同质量流量下，降低通道高度能够强化推力室传热，但同时增加了进出口压差。     

单组元300N发动机低温试验研究 (“液体火箭推进”专刊)

为探究低温环境下单组元300N发动机的工作特性,揭示影响发动机低温性能的主要影响因素,以300N发动机为试验对象,开展了模拟飞行工况的发动机低温试验。给出了低温试验研究方法,分别从温度差异对发动机性能影响、催化剂活性差异对发动机低温启动特性影响和低温对电磁阀响应特性影响等方面获得研究结果。结果表明,低温是影响发动机低温性能的主要影响因素,-48℃条件催化剂无法完成推进剂的催化分解,发动机发生爆炸;-30℃条件下起活时间为80.5～87.5ms,发动机可正常启动,且启动温度与起活时间成指数关系;催化剂批次差异也对发动机低温工作性能产生一定影响,不同批次催化剂低温起活时间t10的差异可达91ms;低温试验过程中,电磁阀的关闭受到低温推进剂粘性和背压的影响,产生了明显的迟滞现象,延迟时间约100ms,对发动机在轨的精准控制存在一定影响。     

启动过程推力器喷注管内推进剂流的温降

根据空间发动机的总体结构、环境特点和能量守恒原理,提出推进剂在推力器喷注管内流动降温的简化数理模型,研究启动时单元推进剂在推力器喷注管内的流动降温现象.耦合求解推进剂流和喷注管能量方程,可以获得单元推力器喷注管单推三流整体温度的沿程分布规律.用推进剂模拟液实际考察和验证推力器喷注管的流动特点和理论模型的计算结果,分析推进剂流速、喷注管长度和内径对推进剂流温度变化的影响,导出推进剂流前缘出口温度和这3个物理参量间的拟合关系式.研究结果对推力器的热控设计有参考价值.     

单组元脉冲推力器挤压和排气过程分析

高室压脉冲推力器使用可移动的喷注器,能够得到比供给压强高得多的燃烧室压强。为了分析其工作特性,建立了单组元脉冲推力器挤压和排气过程的数学模型,以硝酸羟铵(HAN)基单组元推进剂为例,采用四阶龙格-库塔法进行了求解。结果表明,燃烧室最大压强和平均压强都大于推进剂入口压强,而燃烧室内近似等容的燃烧过程是压强升高的原因。与所用推进剂、平均推力和面积比都相同的常规推力器相比较表明,脉冲推力器的真空比冲提高5 s,而喷管喉部面积减小89%,若两者喷管出口面积相同,则脉冲推力器的比冲将提高31.5%。     

结构参数对单组元高室压脉冲推力器的性能影响

高室压脉冲火箭发动机由于使用差动式可移动喷注器,能够得到比供给压强高得多的燃烧室压强.为了分析其工作特性,建立了单组元脉冲火箭发动机挤压喷注、燃烧、排气过程的集总参数模型,以硝酸羟铵(HAN)基作为单组元推进剂,采用四阶龙格-库塔法对模型进行求解.分别从喷注器喷孔面积、喷注器差动面积比、喷管喉部面积、喷注器行程等方面分析并总结了结构参数对单组元高室压脉冲发动机性能的影响规律及影响程度.结果表明:计算模型能反映发动机的实际工作过程,其中,喷注器行程对燃烧室平均压强和平均比冲的影响最大,平均推力则对喷管喉部面积的变化最为敏感,上述两个结构参数是发动机优化设计时的首要考虑因素;其他结构参数对发动机也存在不同程度的影响,可以作为次要因素来考虑.      

低温液体火箭燃烧室内射流雾化研究进展

从理论、实验和数值计算方面,阐述和总结了低温推进剂射流雾化的研究现状和进展。对射流雾化机理及形态进行了分类,重点从对比常温流体与低温流体射流雾化特征参数不同的角度,梳理了射流雾化方面的数值研究方法,并介绍了低温射流雾化的相关实验研究。结果表明:空气扰动破碎机理仍是最广为接受的理论,而超临界工况下射流雾化形态不符合现有的射流雾化分类;数值计算方法逐渐由流体体积法和水平集法向直接数值模拟转变,对闪蒸现象的建模是研究重难点之一;低温流体射流喷雾实验数据匮乏,需通过丰富测量手段,提高测量精度的途径获得完整、准确的实验数据。      

姿/ 轨控液体火箭发动机推力室高温抗氧化涂层

概述了国内外姿/轨控液体火箭发动机高温抗氧化涂层的研究和应用进展,研制过程涉及多种材料体系,但仅有几类广泛应用于型号,包括Nb基材表面硅化物材料体系、Pt-Rh合金、Re基材表面Ir涂层。随着对发动机性能要求的提高,Re/Ir材料体系成为目前主要的研究方向。     

数字摄像在脉冲推力器性能分析中的应用

为更详细地分析脉冲推力器的实际工作性能,弥补传统推力和压力曲线分析的不足,利用高速数字摄像仪拍摄了脉冲推力器尾焰图像,根据图像特征进行了推力器工作性能的辅助分析,结果表明:尾焰图像特征可以反映脉冲推力器的点火启动性能和实际推力特性以及推力器的工作效率,将图像分析与推力或压力分析相结合可以更全面地进行脉冲推力器性能分析,有利于推力器设计性能的进一步提高。     

N2O单组元推力器预热过程有限元分析

以正交试验设计理论为指导,应用有限元分析软件针对采用N₂O推进剂的单组元微推力器的在真空环境下的预热过程开展了分析,计算结果表明加热功率及推力器外表面辐射率的大小对预热效果影响明显.所开展的微推力器壳体地面预热试验的试验结果与仿真计算结果吻合良好,验证了采用仿真方法来评估预热过程的可行性.为进一步的结构及试验设计提供了借鉴.