不均匀喷注对火箭发动机点火过程的影响研究

高空点火瞬态过程是液氧/甲烷火箭发动机工作过程中流动非常复杂、燃烧很不稳定的阶段。为了验证喷注流量不均是否为导致点火压力峰升高的重要因素,采用瞬态仿真对该过程进行数值模拟。在无喷注不均的情况下,得到了推力室各特征截面的温度和压力分布的时序演化,以及推力室侧壁及喷注器面上给定测点的压力分布时序,揭示了高空点火过程中着火点的位置特征及压力波在喷注器面的振荡过程。接下来设置了喷注流量不均的多种工况,发现喷注流量不均不会改变推力室侧壁最大压力峰值,只是改变最大压力峰值位置,但却明显增强了压力波对喷注器面的冲击,尤其使以隔板为界的内圈喷嘴所受的平均最大压力峰值达到了推力室稳态压力的30倍,从而验证了喷注流量不均是引起点火烧蚀的一个重要因素。     

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。     

凝胶DT-3推力器的初步探索

研究了凝胶DT-3的流变特性、流量特性,利用凝胶DT-3推力器试验件进行了热试车。结果表明,凝胶DT-3在试验温度范围内表现出剪切稀化的非牛顿流体特性;温度、压降和几何结构对凝胶DT-3的流变特性有明显影响;适当增加毛细管喷注器直径有利于凝胶DT-3的流动及雾化;试验件点火工作正常,室压稳定,比冲性能为液体DT-3的90%。     

钛合金喷注器扩散钎焊失效分析与改进研究

某次试车中发动机喷注器出现扩散钎焊失效故障,根据失效焊缝的扫描电镜断口观察、X射线光电子能谱和金相分析结果对喷注器焊接结构、工艺参数等进行了改进研究。仿真、试件试验和热试车结果表明,改进后喷注器扩散钎焊强度和一致性明显提高。     

环槽式过氧化氢/煤油气液喷注器研究

对环槽式过氧化氢/煤油气液喷注器进行了理论分析和数值仿真计算。介绍了环槽式过氧化氢/煤油气液喷注器热试车情况,试验燃烧室压力1～2 MPa,混合比7～9,获得了燃烧效率、点火性能、燃烧稳定性、喷嘴特性及混合比等重要参数。     

直流式喷注器设计

参阅国外文献并利用国内研究试验结果,论述了直流式喷注器的基本型式,给出了设计方法,包括喷嘴排列设计、排列计算。从喷注器设计的角度出发,提出了解决燃烧性能、燃烧不稳定性和冷却问题的途径;叙述了喷注器的制造工艺过程及加工方法。     

推进剂喷注器动态特性对燃烧稳定性及效率的影响

本论文对推进剂喷注器动态特性及高能燃烧室中喷注器不稳定工作对燃烧稳定性和效率影响的研究结果进行了综合评述。已经发现,燃烧室中的工作过程随喷注器幅频和相频特性变化的响应可以作为认识不稳定机理的判断依据。利用改变喷注器动态特性而不改变喷注和混合过程稳定因素的方法,已逐步发展了一些获得稳定性的计算方法。充分的研究表明,自激的或诱发的喷注器不稳定工作都可导致雾化和混合过程的充分变化,并能提供一个更均匀、可燃烧的混合物,同时也延长了燃烧区。     

基于创新型QC小组活动的新型高效液氧甲烷喷注器研制

为了满足液氧甲烷喷注器不同工况下燃烧效率的研制需求,小组成员以高效喷注燃烧技术为突破口,通过头脑风暴法确定了5种喷注器方案,通过成本、性能及变工况适应性等各方面对比,以及仿真研究手段,对比了流场特性和燃烧特性,优选出了两种方案;最后通过缩比冷态和热态试验确定了最佳方案。在研制过程中,小组成员运用5W1H原则制定实施对策,并充分采用QC方法,攻克了可变推力工作的液氧甲烷喷注器关键技术,成功研制出了新型高效液氧甲烷喷注器,实现了新型高效液氧甲烷喷注器的研制目标值。     

变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述

为总结变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的研究成果和梳理未来的发展方向,本文综述了该领域的研究进展。首先介绍了针栓喷注器的基本概念和研究意义,然后从设计原理、工程研制、雾化特性和燃烧特性等方面介绍了针栓喷注器的研究历史和现状,最后展望了针栓喷注器的发展趋势及需要研究的一些科学问题。分析表明,液液针栓喷注器、气液针栓喷注器的雾化特性和燃烧特性都还需持续开展研究。雾化特性中特别需要关注的是雾化角、混合特性和下漏率,还要探索针栓喷注器在反压下的雾化特性。燃烧特性中需要深入研究温度分布、火焰结构和燃烧稳定性。     

过氧化氢自燃点火器的试验研究

采用分段可拆卸的点火器,对带后向台阶的横向喷注器、气液同轴喷注器、不同喉部直径的喷管等结构进行了试验研究。后向台阶高度为7mm的喷注器比13mm的后向台阶火焰稳定效果更好。在相同温度和室压下,横向喷注器的自燃能力优于气液同轴喷注器,喷管收缩比越大,越利于自燃。     

未来运载器液体火箭发动机推力室技术研究

Astrium的航天基础技术分部(SI)正在研究下一代部分可重复使用和可重复使用液体火箭发动机的相关技术.本文总结了对以下主推力室组件所进行的技术研究工作喷注器、主燃烧室、喷管延伸段.对于高性能分级燃烧循环发动机,先进喷注器的研究重点是气态推进剂的喷注.已经为Astrium的燃烧室设计了能够喷注液氧、冷却剂氢和预燃室热气体的喷注器.另一项工作是低成本喷注器方案研究,使单喷嘴的质量流量为标准喷嘴的四倍.对于主燃烧室,可以预见的可用技术是提高可重复使用推进系统中推力室的寿命.本文研究了一种弹性内衬和一种先进热防护壳体.文中给出了这两项技术的缩尺燃烧室试验结果.另一项主要工作是增加先进高性能胀膨循环发动机燃烧室壁的热传导.本文汇总了不同结构的缩尺燃烧室试验结果.对于喷管延伸段,研究重点是陶瓷基复合材料喷管延伸段,最近对缩尺试验件进行了试验,将燃烧室试验压力提高到8MPa.对于未来的高面积比方案(HARC),最近正在设计一种热量测量喷管延伸段,用于测量在满流和分离流状态下的热传导.     

UDMH/NTO双组元凝胶推力器的初步探索

为了研制UDMH/NTO双组元凝胶推力器,利用理论分析、数值模拟及试验等手段对凝胶流变特性进行了初步研究;根据凝胶流变特性试验数据,利用最小二乘法拟合获得了凝胶流变特性参数;利用数值模拟研究了锥形流道锥角变化对凝胶流变特性的影响;设计了双组元凝胶推力器试验样机并完成了流量特性试验及热试车.结果表明,试验用UDMH/NTO两种凝胶推进剂流变特性较为接近;对于UDMH/NTO凝胶推进剂,通过数值模拟结果确定了最佳的锥角角度,可使凝胶平均表观粘度到达喷孔出口时降到最低;试验样机喷注器的流量特性数值模拟结果与试验值接近,说明该喷注器适合于凝胶的流动及雾化;热试车取得成功,获得了稳态、脉冲室压及结构温度等有效数据.     

局部多孔壁－内腔结构的气动加热瞬态特性

根据超声速飞行器外表面连接结构处密封结构几何特征,以局部多孔壁和内腔结构为研究对象,建立流/固/多孔区域流动和传热过程耦合计算模型,其中多孔区域中运用分布阻力法,流、固区域间换热过程采用准稳态耦合计算方法。经过与相关实验数据进行对比,验证了程序可靠性,并进一步分析在整个长时间瞬态过程中,该密封结构的流动和传热特征,阐明了在瞬态过程中多孔材料等效热流对缝隙壁面的加热作用。研究了有、无多孔材料填充两种情况下缝隙壁面热流分布形态的差异,探讨了缝隙中填充多孔材料对高速流场边界层热气流侵入内腔过程的影响。
     

凝胶推进剂雾化研究现状及问题

简要介绍了凝胶推进剂的流变特性,将其流动过程分为三个阶段,列举出了适用于不同剪切速率下的本构方程。介绍了双股撞击式、三股撞击气动式、同轴离心式、脉动式喷注器凝胶推进剂雾化特性研究的现状,指出了影响雾化模式的多种因素及目前研究中存在的问题。     

凝胶燃料的雾化特性表征

在当前凝胶燃料研究中,重点是研究凝胶推进剂雾化过程的流变特性.实验证明假塑性的、有粘性但无弹性的水凝胶具有同牛顿液体一样的雾化模式,只是它们的雾化过程难度较大.实验结果说明雾化过程深受燃料中凝胶含量和喷注器几何形状的影响.由于凝胶组分含量升高引起剪切粘度升高,索太尔平均直径(SMD)也随之增加.宽角度的收敛流喷注器需要较小上游压力来达到与三个一组对称喷嘴相同的雾化性能.本研究还验证了通过凝胶剂融合来达到理想的流变特性.     

气液针栓喷注器液束撞击气膜破碎过程研究

为了全面认识气液针栓喷注器破碎过程,采用网格自适应加密技术、CLSVOF(coupled level-set and volume-of-fluid method)方法和SBES(stress-blended eddy simulation)湍流方法对气液针栓喷注器液束撞击气膜破碎过程进行数值仿真,获得了液束破碎过程的...     

液体火箭发动机针栓喷注器雾化燃烧技术研究进展

针栓喷注器具有结构简单、可靠性高、燃烧稳定,可实现深度节流、面关机、机构可按比例缩放、成本低等显著优点,以其为基础的推力调节技术是一种实现液体火箭发动机变推力方案的有效途径,得到了广泛的应用。基于国内外针栓喷注器及针栓式发动机技术的发展现状和应用实例,着重从喷注器雾化性能和发动机燃烧流动问题2个方面进行了分析,在此基础上提出了对喷注器及发动机技术研究方向和研究重点的建议。     

一种姿控动力装置热防护研究

酚醛树脂作为一种烧蚀材料,凭借其耐高温的特性应用于航天器防热系统,其防热性能在工程实际中需进行考核。以某航天器一段包覆80纤维布/酚醛树脂的液路管路作为研究对象,以定热流为边界条件,采用仿真计算和热流试验的研究方法对空导管以及注水导管的温度场进行研究:仿真计算得出导管表面平衡温度分布以及导管表面具有代表性某点瞬态温度变化;为验证仿真计算的准确性,进行了热流试验,得出了导管表面以及水中温度测点的瞬态温度变化;根据热流试验的温度结果,分析比对了热流试验对仿真计算的验证情况。研究结果表明:80纤维布/酚醛树脂的防热性能符合温度指标要求;仿真结果和热流试验结果一致度良好,证明了仿真计算的合理性和准确性。     

基于UG的喷注器冷却通道的机床仿真加工

在分析了喷注器壳体上冷却通道的结构特点和数控加工工艺的基础上,利用UG／ISV软件进行冷却通道的辅助加工,同时对喷注器三维模型的建立、加工过程参数的选用及刀具轨迹编程和加工仿真进行了详细介绍,并用五轴机床进行了加工实验,保证了加工质量,提高了加工效率。     

变推力发动机仿真计算分析

分析了变推力发动机采用的双调模式,用流量调节器控制推进剂流量。流量定位针栓式喷注器控制喷注压降,保证喷注速度基本不变。根据发动机系统特点建立了主要组件的数学模型,并根据模型进行了仿真计算,最后对发动机前管路流阻影响进行了分析。