燃气发生器循环变推力发动机频率响应分析

采用分段集中参数的有限元方法建立了发动机模块化模型,以此模型搭建了燃气发生器循环液体火箭发动机仿真模型,对变推力发动机在变工况下的系统特征及频率响应进行了研究。研究表明:发动机系统在变工况后系统特征频率及其对应的阻尼系数有明显变化。通过提取变工况过程中的主要频率,发现对应能量峰值的频率为5.34 Hz。在发动机系统工况转换过程中,输入带有该频率的扰动的入口压力信号,仿真结果证明这种低频扰动使系统稳定裕度降低,应当避免该频率下扰动信号出现。     

一种先进燃气发生器的设计研究

最近美国马歇尔空间飞行中心研究了一种先进的燃气发生器,该燃气发生器既能在起动初期可靠点火,又能提供相当均匀的出口燃气温度。研究了各种尺寸和形状以及不同布局的混合增强装置,认为这些装置能使燃气发生器的出口燃气温度分布均匀但也使燃气发生器的内部压降发生变化。具体地说,就是通过安放适当尺寸和布局的紊流环和隔板,从而获得相当均匀的出口燃气温度分布,且在燃气发生器出口极限设订温度在2273K之内获得最高燃气温度。但是结构研究表明,在满足给定的极限设计温度的情况下,燃气通过燃气发生器的压降很大,约为7.929MPa。为解决这一问题,若把极限设计温度增加到2336K,那么燃气发生器的压降会降为2.413MPa。因此,建议设计者仔细推敲一下涡轮入口处燃气温度的最大允许值。     

燃气发生器旋风式过滤器除尘效率数值模拟

旋风式燃气过滤器是一种对燃气发生器产生的燃气进行过滤的装置 ,入口倾角和燃气温度的变化都会对其内部流动状况和除尘效率产生影响。用SIMPLE算法和IPSA算法对旋风过滤器内的三维两相流场进行了数值模拟。通过计算发现 ,对于所研究的过滤器 ,最佳入口倾角为 10°左右 ,而温度变化会引起流动状况和除尘效率的较大改变。     

燃气推力矢量控制发动机内流场数值模拟

采用基于Favre平均的三维N-S方程,对燃气推力矢量控制发动机全内流场进行了数值仿真,研究了燃气引流、燃气二次喷射及与发动机内主流相互作用等复杂流动。研究结果表明,流场内包含复杂的涡系结构和波系结构,还存在着边界层与激波的相互干扰、自由剪切层、激波、膨胀波和大尺寸分离。通过数值模拟,对试验中的异常现象进行了定性分析,得出了与试验一致的结论。     

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。     

燃气流量可控的固体火箭冲压发动机燃气发生器动态特性

燃气流量可控的燃气发生器与燃气流量恒定的燃气发生器工作特性具有较大差异,燃气流量可控的燃气发生器是一个非最小相位系统。推导建立了燃气流量可控的燃气发生器的小扰动线性化动态模型,并基于此模型分析了燃气发生器负调特性的影响因素及燃气发生器系统的频率特性,得到了燃气发生器系统增益及时间常数随燃气发生器自由容积及燃气调节阀阀门面积的变化关系。研究表明,燃气发生器具有变参数特性。     

固体燃气发生器动力模拟水下发射试验研究

通过模拟水下试验,对导弹发射管充水工况下的固体燃气发生器动力发射技术进行了研究。结果表明,在发射管充水工况下燃气动力发射方式可行。与干式发射相比,该发射动力装置需要的装药量大,但发射管内的温度较低,热防护问题容易解决。在此基础上总结出发射深度、弹后空间、挡流板和装药量对发射内弹道的影响规律。试验表明,弹后空间越小,导弹出管速度越大;加装挡流板,可使导弹出管速度明显提高。通过试验对发射方案进行了优选。     

固体火箭冲压发动机燃气发生器及燃气流量调节阀建模及仿真

研究了一种气动式的燃气流量调节阀,并建立了固体火箭冲压发动机燃气发生器和气动式燃气流量调节阀的数学模型及仿真模型,对燃气流量调节阀仿真模型进行了试验验证,动态误差和稳态误差都在5%以内。通过仿真获得了燃气发生器和燃气调节阀的动态响应特性。仿真结果表明,燃气调节系统开环响应速度较慢,并具有很强的非线性。     

双孔燃气二次喷射推力矢量性能影响因素数值分析

针对大尺寸潜入式喷管双孔燃气二次喷射推力矢量控制的影响因素进行数值模拟,主要分析了喷射孔径、喷射角、喷射位置、喷射孔夹角及喷射孔包抄角对侧向控制力、轴向推力的影响规律与强度。结果显示,随着所研究喷射参数的线性变化,侧向控制力和轴向推力损失都呈现出了复杂的非线性变化规律,通过线性拟合,发现了轴向推力随包抄角、喷射角及喷射位置的增大而减小的趋势,发现了侧向控制力随喷射孔孔径及喷射角的增大而增大的趋势。通过K/R2方法对喷射参数在侧向控制力和轴向推力方面影响规律的分析发现,对轴向推力的影响由强到弱依次是喷射角、喷射位置、包抄角、孔径、喷射孔夹角;对侧向控制力的影响由强到弱依次是孔径、喷射角、喷射位置、喷射孔夹角、包抄角。     

喉栓式变推力发动机性能研究

利用建立的等效喉部面积计算方法,确定了喉栓式变推力发动机中喉栓构型、喉栓位置、喉部面积之间的重要关系,比较了不同构型发动机推力调节性能的差异。针对喉栓介入后发动机内复杂波系、流动分离等非传统流动现象开展稳态数值模拟,预示了变推力过程中发动机的整体性能;并将计算的稳态平衡压强、推力与原理样机的试验数据进行了对比,结果较为一致,验证了变推力的可行性和数值模型的有效性。所得结论可为变推力固体火箭发动机的设计、试验及应用提供参考依据。     

燃气发生器固定连接结构可靠性改进设计

为满足某火箭发动机燃气发生器固定连接结构长期贮存和长时间高温环境下可靠工作的要求,在保证原固定连接结构形式不变的前提条件下提出了改进设计方案。新的方案采用不锈耐酸钢和高温合金钢替换原普通碳钢,同时采用了新的焊接工艺方法。为了验证新卡箍连接强度和动态特性,进行了模态分析和动应力/动应变理论计算、强度破坏和振动试验。最后通过地面热试车和飞行试验对改进设计方案进行了验证,结果表明新的卡箍提高了结构连接可靠性,完全满足发动机使用要求。     

燃气发生器点火器的性能可靠性评定

应用蒙特卡罗数值模拟与二项分布累积概率评定方程相结合的方法,对某燃气源点火器的性能可靠性进行评定。计算结果表明,该方法能充分利用试验信息,减少试验的样本量,提高可靠度评定的精度和置信度,节减经费,缩短研制周期。     

无毒推进剂泵压式变推力发动机工作过程仿真

根据无毒推进剂泵压式变推力发动机系统方案,建立了组件数学模型,在此基础上进行了工作过程仿真计算,并对主要影响因素进行了分析。结果表明：发动机各组件能协调工作,但起动加速较慢,发动机变推力时阶跃响应较长;起动箱气腔容积越大,起动越快。     

一种特型燃气舵数值模拟分析

介绍了一种由活动体和固定体组成的特型燃气舵.为了解该燃气舵的相关特性及其与普通燃气舵的区别,分别对该特型燃气舵和普通燃气舵进行了数值模拟.根据数值模拟的结果,从流场、热效应、固体颗粒影响及气动性能4个方面进行了分析.与普通燃气舵相比,特型燃气舵具有抗侵蚀能力强、结构质量轻和阻力小等优点,但也有升力小的缺点.     

燃气发生器流量调节方案的比较

在分析了变喉面、非壅塞喷管、固定流量等三种方案的调节原理的基础上,说明了每一种调节方案的技术关键以及它们的优缺点。以燃烧性能为基础,分析了每一种贫氧推进剂对流量调节方案的要求,指出了三种调节方案的适用对象,为流量调节方案的选择提供了一定的理论依据。     

新型低压流量定位变推力发动机的研制

本文介绍了流量定位变推力发动机的方案选择、系统结构和研究过程。该发动机用以单片机为主体的数控器控制;取消了常规双调变推力发动机的杠杆系统,依靠液压作动的流量调节阀调节流量与混合比;流量控制的变截面喷注器保持喷注速度。发动机结构简单,质量小。从1989年元月至1992年12月.共生产发动机6台,热试车76次,累计时间1672秒。试车结果表明:发动机工作可靠、性能良好。除最低工况外,阶跃响应时间小于40ms,混合比控制精度为±3%,室压精度为±5%,燃烧效率大于0.90,主要性能指标超过了预定值,达到了目前国际水平.     

改性小推力液体发动机推力室工作过程仿真

在考虑N2O4/一甲基肼(MMH)自燃推进剂雾化、蒸发和化学反应过程的条件下,采用贴体网格系统和耦合显式求解算法,仿真计算了小推力液体发动机不同喷嘴设计对推进剂的蒸发、混合燃烧、推力室内流场和燃烧室效率的影响。仿真结果与高空热试车数据基本一致。所用模型合理,具一定的参考价值。     

涡流阀式固体变推力集成原理样机设计与实验

针对涡流阀式变推力发动机,初步建立了设计方法,并设计了长尾管和环形燃气发生器组合的集成式原理样机,开展了考核试验.实验结果表明,设计的原理发动机实现了设计要求;涡流阀式变推力发动机具有存在旋流损失,可实现推力调节比大于压强调节比的工作特性;实验推力调节比达到9:1.     

双组元变推力液体火箭发动机的比冲特性

变推力液体火箭发动机可以增大工作适应性和可操作性。对变推力发动机要求在变推力时具有高的比冲、稳定可靠和需要的响应特性。本文讨论了双组元变推力液体火箭发动机比冲的影响因素和在变推力情况下获得尽可能高的比冲的关键技术,介绍了登月舱下降发动机 LMDE 的比冲特性。