气氢/液氧同轴喷注器变工况燃烧流场相似性

为研究不同室压工况下气氢/液氧燃烧流场的相似性,设计了喷注器试验件,并采用数值仿真和热试验的方法对气氢/液氧喷注器的喷雾燃烧流场进行了研究。数值仿真选取试验件的1/6进行三维稳态计算,其中湍流模型采用SST k-ω模型、化学反应采用考虑氢氧6组分9步反应机理的涡耗散概念模型、液氧液滴采用离散相模型,共进行了2.8～9.8 MPa范围内8种典型工况的数值仿真。热试验采用气氢/液氧推进剂,进行了4.5 MPa、5.4 MPa和6.8 MPa这3种不同室压工况共4次挤压热试验,采用量热式水冷身部对燃烧室壁面热流进行了测量。仿真和试验结果表明：对于气氢/液氧同轴直流喷注器,在混合比、氢氧温度和喷注速度相同的情况下,当室压大于液氧临界压力时的燃烧流场具有相似性;而室压小于液氧临界压力时的燃烧流场与大于临界压力的燃烧流场结构存在差异。     

轻质钛合金喷管在氢氧发动机上的应用研究

为降低发动机质量,提高其推重比,将轻质高温钛合金TA15用于液氢液氧发动机推力室喷管,模拟了全尺寸再生冷却钛合金喷管的工作特性,设计了TA15钛合金铣槽式再生冷却缩尺喷管,采用扩散焊工艺生产了缩尺喷管试验件,成功进行了热试验.试验结果表明钛合金氢再生冷却缩尺喷管在高温富氢燃气环境下能够短时间安全稳定工作,传热可靠,最高气壁温达1 017 K,冷却通道流阻及氢温升实测值与计算结果基本一致.最后简要介绍了钛合金的氢脆特性.     

富氢燃气与液氧爆轰及补燃特性试验研究

为了研究富氢燃气与液氧之间的爆轰及补燃特性,以某发动机故障归零为依托,采用试验研究的方法,分析了非预混和预混两种情形下发生爆轰的可能性,探究了富氢燃气与液氧自动发生补燃的条件。通过分析试验现象和试验结果发现,在较低混合比和较低温度条件下富氢燃气与液氧不会自动发生补燃,火焰颜色呈无色透明状,白天不可见。管内预混状态下,富氢燃气和液氧可以发生爆轰,最大爆轰压比约34,且持续时间为毫秒级,在上游无预混物的情况下,爆轰波不会持续向上游传播。     

再生冷却燃气对流换热系数计算方法优化研究

目前通常使用Bartz方法来计算液体火箭发动机推力室燃气强迫对流传热系数。Bartz方法没有考虑推力室燃烧区域分布和边界层厚度变化等实际情况对燃气热流的影响,不能很好的反映燃烧区域的燃气热流密度分布,其计算结果与试验存在一定的偏差。在Bartz方法的基础上,考虑燃烧区域长度、边界层厚度变化和流动加速性的影响,建立了修正的Bartz方法,再分别采用Bartz方法、修正的Bartz方法和Pavli方法,进行了推力室再生冷却传热计算。与液氧/甲烷发动机推力室试验结果对比表明,在三种方法中,修正的Bartz方法计算结果与试验结果最为接近。最后,采用修正的Bartz方法研究了推力室压力和混合比对再生冷却的影响。     

运载火箭氧自生增压不锈钢管道的安全性研究

针对某型运载火箭液氧贮箱氧自生增压用不锈钢管道的安全性,进行了分析与试验研究。通过机理分析,认为管道系统中存在的多余物是影响系统安全的主要因素之一。设计了一套掺杂高温氧气流安全性试验系统,为确保试验系统安全,采用水浴换热器对氧气加热,并在高温氧气流进入试验件前掺入杂质颗粒。氧自身增压管道试验件入口温度范围为380~410 K,入口压力为1 MPa。多余物颗粒为增压管道中常有的5种金属材料,粒径范围10~500μm。搭建了试验系统,并开展了两轮时长为400 s的高温氧气流掺杂试验。试验结果表明,不锈钢管道可以适应运载火箭氧自生增压系统工况,受控状态下掺入少许金属颗粒的高温氧气流不会造成管道烧蚀或燃爆事故。试验表明,采用水浴加热方式可以安全地获得高温氧气流,可为类似系统借鉴。     

液氧/煤油发动机涡轮吹风用燃气发生器研制

简要介绍了用于液氧/煤油发动机涡轮吹风试验系统的燃气发生器的研制,通过对该燃气发生器的工作原理、参数等的分析、计算,确定了该燃气发生器的结构,进行了喷嘴流量、雾化试验和发生器的热调试,满足了试验系统的最大流量要求,为液氧/煤油发动机涡轮泵的研制提供了保障,表明该燃气发生器的研制是成功的.     

液氧/甲烷燃气发生器试验研究

为了研究液氧/甲烷的点火和燃烧特性,进行了液氧/甲烷燃气发生器热试验研究。介绍了液氧/甲烷燃气发生器热试验的试验装置、试验方案和试验情况,分析了试验结果。试验结果表明燃气发生器设计方案和点火方案可行,点火品质较好,能够在较宽的工作条件下稳定工作,燃烧组织合理,燃烧品质良好,温度均匀性较好,积碳轻微。     

燃气喷射角度对含硼固体火箭超燃冲压发动机补燃室燃烧效率的影响

固体火箭燃气超燃冲压发动机具有高比冲、结构简单、流量易调节等优点,然而在超音速空气流的补燃室中,如何让燃料更好地与空气掺混,增加颗粒停留时间,在较短时间内释放出更多的燃烧焓成为目前研究的重点。采用Realiazble k-ε湍流模型,单步涡团耗散模型,在King的硼颗粒点火燃烧模型的基础上考虑了硼颗粒在高速气流当中的气动剥离效应,利用龙格-库塔算法迭代计算硼颗粒点火燃烧过程,对燃气进气方向与轴向夹角从45°~180°的10种进气方式下的补燃室进行了三维两相燃烧流动计算,分析了各种进气角下的燃气燃烧效率、硼颗粒燃烧效率以及总燃烧效率。结果表明:当一次燃气喷射角度与轴向夹角逐渐增加时,燃气与颗粒燃烧效率逐渐增加,并在180°时燃烧效率和比冲为最高。     

液氧-甲烷(丙烷)火箭燃料的结焦和积碳特性

报道美国近几年来对液氧-甲烷(丙烷)火箭燃料结焦和积碳特性研究的初步成果.较详细地介绍了电热管结焦试验和燃气发生器积碳试验所用的模拟装置、实验方法以及取得的研究结果.指出了解决甲烷和丙烷燃料高温结焦的方法以及消除液氧-甲烷(丙烷)富燃推进剂燃烧产物积碳的技术途径.提出了今后需要着重研究的课题.     

液氧/烃类推进剂的燃烧室传热特性

用4448.3N推力的水冷量热室对液氧/丙烷和液氧/乙醇推进剂进行了气流面传热速率特性试验.喷射器元件类型和燃料膜冷却效应是燃料混合比的函数.穿过谐振腔的喷射燃料对传热和燃烧壁积碳的相互作用是随燃烧时间、轴向距离、燃料冷却剂流率以及混合比而变化的.对乙醇的完全燃烧和丙烷燃烧后会积碳这两者的比较表明,这两种燃料有很大的差别.在喷管喉部区,乙醇燃料的热通量比预期的大得多.     

复合材料径向和轴向螺栓连接失效预测方法及失效模式分析

大型火箭舱段间的复合材料端框连接主要由径向螺栓连接和轴向螺栓连接组成,设计了不同铺层和几何尺寸的连接试验件,并通过试验获得了失效载荷和失效形式。然后,选择了3种渐进损伤方法进行了连接结构的失效预测,并将预测结果与试验结果进行比较,结果表明：采用基于细观力学的复合材料渐进损伤方法,15组径向连接试验件失效载荷计算误差最大为17.3%;4组轴向连接失效载荷计算误差最大7.4%;预测的失效形式与试验结果接近,为连接结构确定了合适的失效预测方法。采用数值分析结果揭示了复合材料单向层的主要失效模式。为复合材料端框连接的设计研究提供了可用的失效预测方法及详细的失效模式分析结果。     

液氧/煤油补燃火箭发动机整流栅应用研究

介绍了液氧/煤油补燃火箭发动机整流栅的各种结构,简要叙述了空气吹风模拟试验研究方法与研究结果。利用Fluent软件对燃气弯管内流场进行了数值模拟,分析其流动与压力分布。建立了发动机整流栅声学特性的计算模型,采用变步长四阶龙格-库塔数值逼近方法计算声导纳,并对整流栅抑制高频燃烧不稳定性的机理进行了初步探讨。结果表明,整流栅除了影响燃气入口总压的均匀性之外,还可起到抑制高频燃烧不稳定性的作用。     

燃气截止阀流通能力对燃气发生器内弹道性能影响规律研究

针对采用燃气截止阀的固体姿轨控发动机试验过程中通气能力与理论设计存在较大偏差的问题,采用数值分析和试验验证相结合的方式,对影响燃气阀流通性能的关键结构参数进行变化,研究其流通性能的影响规律。通过理论计算分析发现,整个燃气阀门的燃气流通能力不仅仅取决于喷管喉道的节流能力,燃气阀的阀芯位置行程等参数变化对燃气阀流通能力影响也较大。此外,以喷管几何喉部作为内弹道设计参数的常规方法已不再适用于这种采用燃气截止阀的发动机。提出了一种通过数值计算结果推导得出此类截止阀发动机的等效喉径的方法,以此等效喉径作为发动机工作时的物理喉径,进行内弹道预示,并以此为依据设计试验方案,通过试验方法有效验证了这种计算方法的准确性,为此类采用截止阀的发动机进行内弹道准确预估提供了理论支撑。     

液体火箭发动机喷管仿真模型

基于量热完全气体、组分冻结的热完全气体、化学非平衡气体模型建立了喷管性能仿真物理模型,采用三阶精度的WENO格式进行了不同气体模型的喷管流场计算。根据流场计算分析了四氧化二氮/甲基肼发动机和液氧/煤油发动机喷管的性能,并针对液氧/煤油发动机分析了室压和不同喷管扩张段型面对性能的影响。结果表明,采用量热完全气体模型所计算的比冲高于用热完全气体模型的计算值,这两种气体模型给出的计算偏差较大,且没有规律性;二维化学动力学计算结果更接近实测值;提高室压不仅能提高燃烧效率,也能减小化学动力学损失,使喷管性能提高;对Rao方法设计的喷管型面进行附面层修正可略提高性能,或在同样性能要求下略减小喷管长度。     

基于燃气射流控制的可调进气道数学模型研究

针对固定几何形状冲压发动机超音速进气道在高马赫数状态下工作时品质降低问题,提出从补燃室或燃气发生器引入燃气喷入外压缩面和喉道,实现对进气道外压缩波系和有效喉道面积进行调节的方案。采用数值方法计算了不同马赫数工况下,喷射条件变化时进气道的性能参数。根据流场数值计算结果,采用B样条理论建立了燃气射流控制可调进气道数学模型,利用此数学模型可确定进气道外部斜激波位置以及总压恢复系数随工作马赫数和射流喷射条件的变化关系。结果表明,随着射流入射角度和射流流量增大,射流调节能力呈增强趋势。     

固体火箭发动机燃气射流流场和声场数值计算

燃气射流噪声是固体火箭发动机工作过程中的主要噪声源之一,射流流场的参数对其产生的射流噪声有重要影响。通过大涡模拟(LES)对不同尺寸喷管形成的超声速高温射流进行了三维非稳态数值模拟,随后在合适的声源面中,采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)声学模型和傅里叶变换得到了燃气射流噪声声压级的空间分布。计算结果表明,随着喷管尺寸增大,超声速射流核心区变大,喷口流场波节数增加,对喷管尾流场的影响域扩大,其产生的射流噪声也增强;燃气射流噪声辐射有较强的指向性,在射流轴向30°角方向噪声声压级最大,与相关文献中的试验结果比较吻合。研究结果可为后续固体火箭发动机降噪设计提供参考。     

液氧／丙烷燃气发生器试验研究

介绍液氧/丙烷为工质的燃气发生器试验研究的方案和结果.着重讨论该燃气发生器在压低混合比条件下点火、起动、积炭及性能等问题.试验证明,液氧/丙烷燃气发生器在较宽的混合比范围内能稳定地工作,积炭轻微.通过试验掌握了液氧/丙烷推进剂点火、起动技术,并获得了性能数据.为新型发动机的论证提供了依据.     

重型发动机S型波纹管承压与变形补偿结构参数敏感特性

我国500 tf级重型液氧煤油补燃循环发动机首次采用泵后摇摆的推力矢量总体布局,其中适用于高温、高压、富氧燃气服役环境的柔性摇摆组件是首先需要攻克的关键技术之一。针对摇摆组件的多层薄壁S型波纹管,为了获取其结构参数对承压能力、摇摆刚度等结构特性的影响,提出了一种基于正交试验设计理论、非线性有限元方法以及数理统计理论的结构参数敏感特性研究方法。该方法以OPTIMUS作为控制平台,基于参数化的非线性有限元仿真程序,对大样本的正交试验方案进行自动化分析,并通过相关性分析、主成分分析、方差分析以及单因子响应分析等方法处理数据信息,研究了不同影响因子对S形波纹管承压性能和位移补偿性能的影响规律,获得了各影响因子的敏感度信息。结果表明,层数和单层厚度对波纹管承压性能影响显著,波距和波峰半径的影响较小;波纹管轴向刚度随波数和层数的增加成双曲函数减小,波距的影响可忽略。     

高压液氧涡轮泵试验设备的涡轮驱动系统

1985年建于日本国家航天试验室角田研究中心的高压液氧涡轮泵试验设备,已成:叻地对用于 LE-7、LE-7A 发动机上的高压液氧涡轮泵进行了500多次各种试验,解决了结构设计中的两个技术难题.首先,必须将燃气发生器产生的工作气体控制在一定温度内,以防止涡轮叶片熔化或被损坏,即使在燃气发生器点火和关闭时也要如此。其次,必须将大量的涡轮废气安全地排放,避免由于涡轮废气直接排入大气而产生的大面积的噪声和振动。本文阐述该设备的设计方法和特点。     

液氧/煤油发动机试验扩压器热力耦合特性分析

针对液氧/煤油发动机试验台现有高模试验扩压器存在的局部焊缝开裂问题,基于燃气扩压器的热力耦合环境,采用雷诺平均方程和sst k-ε湍流模型,对扩压器内部的压力场、速度场和温度场进行分析,根据燃气冷却换热对扩压器内部温度梯度进行研究;用有限元法对扩压器冷却结构进行热应力分析,结合扩压器加工结构特点,确定局部焊缝开裂内外因根源;最后通过试验过程的扩压器应变测量,验证了该方法有效性,为解决扩压器焊缝开裂问题和现有扩压器改进设计提供了分析方法和理论指导.