液体火箭发动机关机水击的数值模拟

基于特征线法对某液体火箭发动机小尺寸推进剂供应管路的关机水击进行了数值模拟.研究了发动机关机后推进剂管路的压力瞬变特性,并验证了数值模拟的正确性,同时通过实例计算分析测压支管直径和长度改变时测压支管端部压力与阀门处压力的关系.结果表明:测压支管的存在使实测点与管路内压力瞬变特性可能有较大差异,是造成测量数据不能正确反映管路内真实压力的原因.     

基于AMESim的姿控发动机压力振荡传递特性研究

扰动压力在发动机液路中传递时,会引发燃烧室和供应管路耦合振荡,进而导致系统失稳。基于AMESim软件建立姿控发动机仿真模型,在供应管路和燃烧室两种压力扰动输入条件下,通过计算液路压力扰动率,分析了中频不稳定压力振荡传递特性。结果表明:供应管路压力扰动向下游传递时呈线性增长,燃烧室压力扰动向上游传递时迅速衰减。受激振荡压力幅值随振荡频率的增加先增大后减小,并存在谐振峰值。燃料管路对供应压力扰动敏感性较高,而氧化剂管路则对燃烧室压力扰动敏感性较高。扰动压力在谐振频率附近影响较大,系统受激振荡剧烈,而受到其他频率影响较小。     

汽蚀管两相流数值仿真及内型面参数影响研究

在液体火箭发动机中广泛采用汽蚀管来控制和调节流量。针对某液体火箭发动机汽蚀管实际选配过程中经常出现选配困难的问题,应用CFD两相流数值仿真方法,研究了该汽蚀管水试中气泡生长、溃灭等现象,得到了该汽蚀管的工作特性,而且与水试试验结果进行了对比,数值仿真结果与试验结果偏差较小,为解决实际选配问题提供了理论技术支撑。并且对该汽蚀管喉部设置直线段后的汽蚀特性进行了仿真研究,得出该汽蚀管喉部设置直线段后,相对压力损失能降低2%左右。最后分析了汽蚀管内型面参数对流阻系数和相对压力损失系数的影响,总结了成熟的设计经验。     

RBCC引射模态冷流试验研究

通过冷流试验方法研究了不同构型RBCC引射模态下的抗背压特性,通过测量流道壁面压力给出了不同混合室长度和主火箭构型下的壁面压力变化曲线,分析了不同构型的抗背压性能。结果表明:增加混合室长度可以提高抗背压性能,但是提高幅度较小;双主火箭构型可以显著提高抗背压性能。该试验说明主火箭构型对抗背压性能有重要影响,为RBCC引射模态构型设计提供了参考依据。     

试验台冷却水系统水击压力仿真研究

液体火箭发动机试验台冷却水供应管路具有长度长、管径大的特点.发动机试验过程中,由于阀门动作过快所产生的水击压力会对试验台冷却水供应系统的安全可靠运行产生严重影响.针对该问题,借助系统流动特性瞬态仿真软件,建立了某试验台冷却水供应系统水击压力仿真平台.通过特征线法对系统内水击压力的变化情况进行了仿真计算,并将仿真结果与放水试验时的实测值进行了对比分析,验证了所建立模型的计算准确性并分析了误差产生的主要原因.在此基础上,分析了关阀策略及管路配置对系统内水击压力的影响,提出了优化阀门动作顺序及开启手动旁通阀2种降低试验台冷却水系统水击压力的方法.仿真结果显示,通过采用以上2种方法能够有效降低水击压力峰值,同时增大其衰减速率.     

基于流固耦合理论的关机水击特性

为了考虑结构变形对关机水击特性的影响,应用Workbench15.0构建双向流固耦合分析系统,模拟关机水击过程,通过压力和流线的分布图分析压力波传播和能量耗散。根据轨控发动机大流量、高室压、快响应的发展趋势,设计了8个工况来分析流量、压力、阀门关闭时间对水击特性的影响。仿真结果表明:在水击发生后,水击的能量只有小部分通过从入口流出和结构变形而耗散,大部分水击能量的耗散是由于流体的粘性损失。流量只对水击峰值压力有影响,且流量越大,水击峰值压力越大。阀门关闭时间的缩短增加了峰值压力和水击频率,减缓了衰减速率。管路背压对水击特性几乎没有影响。因此,在进行轨控发动机高室压水击试验时,在保证流量和关阀时间相同的情况下,减小出口背压,可以得出与高背压一致的水击压力变化曲线。     

介质载荷对输送管路振动响应的影响

航天器推进剂的输送管路在飞行过程中承受了低温、内压及振动等复合载荷的作用,因此对管路的结构疲劳及振动特性的分析研究是航天器研制阶段的重点之一。为了研究多种介质载荷综合施加的影响,文章分析了无介质载荷、内压载荷、低温-内压-附加质量综合介质载荷等3种条件下输送管路结构的振动响应特性,获得了3种介质载荷对薄壁轻质管路的影响规律,便于指导开展以后的航天器输送管路地面验证试验。     

发动机试验液氧贮箱放气系统动态特性研究

在液氧/煤油火箭发动机地面试验中,为得到液氧贮箱放气系统放气流量与放气阀门动作的响应特性,从而控制箱压的下降速率,验证液氧煤油发动机在低入口压力条件下的工作适应性,对液氧贮箱放气系统的动态特性进行了研究。建立了液氧贮箱二维计算模型,结合试验数据,对低温贮箱内气枕空间的非稳态换热过程进行研究,确定放出气体温度以及相应状态。应用CFD的动网格技术,建立二维计算模型,对放气系统阀门的开关动态特性与过流流量特性进行综合分析,获得了不同通径放气管路的放气流量与箱压的计算关联式,基于理想气体状态方程,完善了箱压计算理论模型。应用该模型量化分析箱压下降速率,为计算箱压控制的准确时间节点提供了操作参考。     

卫星姿态控制和反作用控制用单组元推进剂供应系统的落压过程和水击过程

本文对卫星姿态控制和反作用控制用单组元推进剂供应系统的落压特性和水击特性进行了试验研究,并用理论模型模拟了落压过程,计算结果与试验数据非常吻合。试验测得的过滤器和隔离阀的摩擦系数是与压力有关的,这些组件的压降与其入口压力的相关关系必须予以考虑,以便获得准确的模拟解。在推进剂供应系统落压式工作的初始阶段,系统中压力下降的速度很快。隔离阀对水击压力波有显著影响,它提高了水击压力波的峰值和频率。     

热力学排气系统对液氮贮箱控压特性的影响分析

为研究热力学排气系统(TVS)对低温推进剂贮箱控压特性的影响,搭建了液氮热力学排气技术控压试验平台,开展了混合模式和并行模式下的低温贮箱控压试验,研究了不同控压区间气枕压力及液相温度的变化规律,对并行模式过程中节流特性以及节流制冷量的输入对液相温度变化的影响进行了分析。试验结果表明,在混合模式中由于外部漏热和气枕压力的影响,液相温度呈波浪式上升趋势;在并行模式中,在节流制冷量输入和外部漏热的共同作用下,液相温度停止上升转而下降;在两种模式运行中,液相温度在较高的控压区间比较低的区间变化率大;理论模型能够较好反映试验测试结果,模拟分析得到的液相温度变化率与试验结果基本一致。     

发动机供应系统中汽蚀管自激振荡特性试验

为研究汽蚀管在火箭发动机供应系统中的自激振荡特性，采用全尺寸的发动机泵后供应系统，并模拟供应系统在发动机中的边界条件，开展了汽蚀管动态液流试验。在不同的汽蚀管相对压力损失下，获得了不同位置处的压力振荡数据。试验结果表明，当汽蚀管处于汽蚀工作状态，汽蚀管下游脉动压力存在220~310 Hz范围的振荡，下游压力的自激振荡对汽蚀管上游系统无明显影响。随着汽蚀管相对压力损失的增大，汽蚀管下游的汽蚀振荡频率减小，汽蚀振荡幅值增大。在汽蚀管与主阀之间，振荡幅值沿流向逐步增大，从主阀至推力室头腔，振荡幅值逐步衰减。当汽蚀裕度过大时，汽蚀管下游出现大幅值的压力脉冲尖峰，并导致导管结构产生高幅值的脉冲形振动响应。     

某四机并联试车推进剂供应特性研究

采用计算流体力学方法,对某型号发动机四机并联试车推进剂供应管路所采用的分流管组件在发动机稳态工况下的推进剂流动特性进行仿真计算,并对分流管组件在发动机启动过程所产生的瞬变流动特性进行分析。计算表明,采用分流管分流的四机并联试车各发动机入口速度场与压力场均匀,可以满足发动机启动过程管道瞬变流动的要求。试验结果证明,数值计算的方法可以对推进剂供应管路设计与改进进行有效指导,对试验结果进行预测。     

火药起动系统对发动机起动性能的影响分析

针对采用火药起动器起动的泵压开式循环液体火箭发动机,对其起动系统进行了分析和研究。建立了液体火箭发动机火药起动器计算模型和起动系统燃气管路流场计算模型。将所建立的起动系统模型应用于发动机系统仿真,对发动机火药起动过程进行仿真,分析了起动系统中火药起动器参数和燃气管路参数对发动机起动性能的影响,确定了主要影响参数和影响规律。火药起动器火药药柱内径、火药药柱长度以及燃气管路火药起动器喷管喉部直径为强影响因素;燃气管路涡轮喷嘴喉部直径和管路出口直径在确保发动机火药起动主要工况段燃气管路流场流态为额定工况流态的前提下,为弱影响因素。试验数据验证表明,发动机起动系统的仿真结果正确、可信。     

空气涡轮火箭发动机起动过程推进剂供应及尾喷管面积变化规律研究

为了认识固体推进剂空气涡轮火箭发动机推进剂供应快慢和尾喷管面积变化对发动机起动过程产生的影响,采用容积法建立了考虑工质变比热及化学平衡的发动机动态模型,通过给定不同的推进剂供应速率、尾喷管喉部面积大小及尾喷管喉部面积随转速变化速率,模拟了发动机各工况下的起动过程,对比分析了这些参数对发动机起动时间、共同工作线位置的影响规律。研究发现,增加推进剂供应速率会使发动机起动时间降低,但压气机更接近喘振边界,当尾喷管喉部面积较小时,尾喷管会出现壅塞现象,导致压气机喘振。在此基础上,给出了采用较快推进剂供应速率和尾喷管喉部面积随转速升高而增大相结合的调节方法,使压气机在避免喘振的同时远离堵塞边界,实现了发动机的快速安全起动。     

流量调节器在泵压式供应系统中的动力学特性

针对某型流量调节器及泵压式供应系统,建立了描述其动态特性的频域分析模型,研究系统在出口压力扰动下的频率响应特性以及系统的固有稳定性.结果表明调节器在系统中的位置对系统高频范围内的频率特性影响很大.当供应系统总压降保持一定,增大出口局部流阻的压降能降低系统的谐振峰.当出口局部阻力较小,管路长度比例合适时,系统能够出现自发的不稳定.出口局部阻力越低,系统的总管路长度越大,则系统稳定性越差,不稳定的管路长度比例区间就越大.系统产生不稳定的机理是,在合适的管路长度比例下,调节器第二道节流口所分成的两截管路的声学频率相匹配,且流量调节器处于固有频率的压力波腹,滑阀始终受到频率一致、较大幅值的脉动压力的作用,使得滑阀在固有频率下产生明显的随动响应,对系统形成正反馈.在系统的阻尼耗散作用不足时,形成了耦合的不稳定系统.     

压力管道流固耦合振动特性分析

压力管道系统中存在流体和结构之间的耦合振动。因此,在研究压力管道的动态特性时,应考虑管内流体对管道结构动态特性的影响。本文以某动力系统空间管路为研究对象,采用Galerkin法对导管-流体组成的耦合系统进行有限元离散,建立耦合系统控制方程。在此基础上,用考虑初应力刚度的有限元法,对导管充压前、后的振动特性进行了数值计算,详细分析了流固耦合作用对导管结构振动特性的影响,并与试验结果进行了比较分析。结果表明,流固耦合作用对导管模态振型的影响很小,但对导管各阶固有频率有不同程度的影响。     

液体冲压发动机燃油充填过程仿真研究

为了研究液体冲压发动机在起动期间燃油的动态充填过程,利用AMESim仿真软件对冲压发动机燃油调节控制系统进行了建模仿真.建立了空气涡轮、离心泵、燃油调节器、燃油控制器、膜片阀及充填管路的仿真模型.基于该模型对冲压发动机点火起动时的燃油充填过程进行了仿真计算,分析了不同膜片阀破裂散差情况下冲压发动机充填过程的差异.结果表明,在给定涡轮入口压力条件下,当燃烧室各供油路膜片阀破裂散差过大时,会造成破裂压差大的膜片阀所在的管路无法实现可靠充填,从而影响发动机的点火起动过程和正常工作.     

POGO蓄压器变频降幅特性分析

论述纵向耦合振动（POGO）蓄压器的变频降幅特性，指出其主要影响因素是蓄压器容积及连接管路的液阻，根据输送管路的特定频率，选择适当的蓄压器容积，使其固有频率与特定管路的压力脉动频率相一致，可以获得预期的变频降幅效果。给出了蓄压器的变频降幅试验研究结果，可为POGO蓄压器的设计，研制，使得提供参考。     

动力系统试验吹除系统调试问题分析

新一代运载火箭动力系统试验台首次承担某型号动力系统试验任务,在发动机燃料头腔（燃气腔）吹除调试过程中发现吹除压力偏低,难以满足试验要求.介绍了吹除系统组成及利用孔板模拟发动机吹除路背压的调试方案,分析了引起吹除路压力偏低可能原因是孔板模拟的额定吹除流量或供气管路的阻力系数偏大.因此,通过模拟孔板流量系数标定和管路流阻特性计算,最终确定供气管路阻力系数偏大是引起吹除压力值偏低的主要影响因素,并通过制定加大供气管路内径、减少系统阀门数量等针对性改进措施,优化了地面配气工艺系统.经试验验证：吹除压力偏低的原因分析是正确性的,采取改进措施后供气管路的流阻损失降低了47％.同时确定了试前气源的容积及充气压力,保证了试验的顺利进行.     

文丘里管汽蚀实验研究

设计了4种不同喉部尺寸的文丘里管,各文丘里管进行了不同入口压力、相同出口压力下的实验,对其中1种进行了不同温度下的实验,结果表明:随着入口压力的提高,文丘里管的流量系数呈缓慢下降趋势;水温达到某一值时,流量系数出现明显减小;在相同入口、出口压力下,喉部直径越大,汽蚀区越明显;入口压力越大,汽蚀区越明显;对水在一定温度范围内加温,汽蚀区没有明显变化;此外,实验中文丘里管汽蚀区呈现周期性变化。最后对其中1种文丘里管进行了数值模拟,试验中汽蚀区长度与计算值基本一致。