火箭引射模态下主火箭总压与RBCC发动机的匹配性

基于传统的"等压面假设"理论,建立了RBCC发动机主火箭的引射性能分析模型,研究了主火箭总压与RBCC发动机的匹配性。研究结果表明,若隔离段通道面积比小于0.65,在主火箭总压较低条件下,隔离段内二次流容易达到壅塞,无法进一步提高空气流量;在地面静止状态下,随主火箭总压增加,空气流量逐步增大,等压面上形成Fabri壅塞后,进一步增加主火箭总压,反而会降低空气流量;在火箭引射模态下,RBCC发动机的工作状态可细分为引射作用占主导地位的进气道亚临界状态和临界状态、冲压作用占主导地位的进气道超临界状态,其分界马赫数分别约为0.7和1.5。     

一次火箭流量对RBCC性能影响的数值和实验研究

利用三维两相数值计算方法和地面直联试验系统,开展了不同来流速度下一次火箭流量变化对发动机性能的影响。数值研究结果表明,在不同来流条件下,一次流流量的增加对发动机推力和比冲的贡献不同,在低速条件时,一次火箭流量的增加对来流空气的加热以及缩短二次燃料的雾化蒸发时间和距离起着积极的作用,对性能的提高有一定作用;当来流速度较高时,过大一次流流量对流动通道产生了阻塞效应,造成对推力和比冲贡献作用的减小。试验结果验证了数值研究得到的规律,特别在高马赫数条件下,一次火箭流量的增加对推力和比冲的贡献是减小的,且飞行速度越高,这种贡献越小。无论低速还是高速来流条件,存在着一个优化的一次流流量,这对提高发动机性能有很大好处。     

低速条件下引射火箭实验研究

开展了火箭基组合循环推进在引射阶段的实验系统设计，实验系统包括以支板为特征结构形式的引射火箭试验发动机，自由射流气路系统，燃料喷注系统和压强推力数据采集系统，以固体火箭发动机作为燃气发生器，成功地进行了静态海平面零马赫状态下引射模态实验，获得了相关实验数据，同时，对相应的几何结构做了数值模拟，数值计算结果与实验结果基本吻合。     

RBCC引射/亚燃模态过渡点选择

以RBCC推进系统为动力的飞行器设计流程出发,建立了考虑发动机工作的限制条件的引射和亚燃模态性能评估方法,研究了不同燃料条件下发动机引射和亚燃模态下比冲和推力系数随飞行弹道的变化规律,提出了基于比冲最优、推力变化最小的模态过渡点选择方法;结合某一具体飞行任务的典型弹道,获得了在飞行马赫数为2.6±0.1、飞行高度为11.7～12.9 km范围内进行引射/亚燃模态过渡最佳的结论.     

二次喷管对引射火箭性能影响研究

利用引射火箭试验系统和固体火箭发动机燃气发生器，就不同结构的二次喷管对引射火箭的性能影响开展了试验和数值模拟研究。模拟计算和试验结果表明，二次喷管降低了发动机的引射系数，但改变了燃烧室的压强分布，使其推力特性得以改善。在文中所研究的引射燃烧室结构条件下，存在一个最佳二次喷管出口面积，它能使引射火箭的推力达到最大。     

来流马赫数对引射火箭引射量的影响研究

研究引射火箭引射量随来流马赫数的变化关系,对引射量由火箭引射主导向冲压主导之间转换点的选取以及一次火箭的质量管理具有重要意义.采用数值分析和实验研究,探索了引射火箭引射量随来流马赫教的变化关系.结果表明,针对所采用的引射火箭发动机构型,引射量随来流马赫数变化的拐点约为Ma=1.3～1.5,当来流马赫数Ma<1.3时,引射量由火箭引射主导,随来流马赫数的增加,引射量变化较缓慢;当来流马赫数Ma>1.5时,引射量由冲压主导,随来流马赫教的增加,引射量迅速增加.     

RBCC发动机纯火箭模态流场数值仿真研究

基于某火箭基组合循环(RBCC)发动机结构及气动参数开展了飞行高度30 km、飞行速度8 Ma时,发动机纯火箭模态三维流场数值仿真.对进气道、燃烧室、尾喷管、火箭发动机等组件流场结果进行分析,并计算了发动机总体推力.结果表明:纯火箭模态下,RBCC发动机进气道存在气流分离,喉部总压恢复系数约为0.34;燃烧室存在两股气流掺混,二级进出口总压损失约38.5％;二级燃烧室流场结构复杂,使得尾喷管入口截面气流参数分布不均,其总压畸变值为0.648;纯火箭模态下该RBCC发动机轴向推力约1 700 N.     

RBCC引射模态DAB模式二次燃烧数值研究

对火箭基组合循环(RBCC)引射模态煤油燃料扩散后体燃烧(DAB)模式二次燃烧过程进行了数值研究。研究中使用了简单快速单步不可逆化学反应模型、三维非结构网格有限体积方法和k-ε湍流模型。结果发现引入DAB燃烧后,可以提高系统推力性能,但在地面静止自由引射状态未发现推力正增益;二次燃料喷嘴处于二次燃烧室的后部将更加有利于提高燃烧效率。     

一次燃气混合比对引射火箭二次燃烧火焰稳定的影响

在综合分析引射火箭燃烧组织模式的基础上,针对固定结构的引射火箭发动机.借助双燃烧室冲压发动机的原理,开展了SMC+DAB混合燃烧组织模式的数值分析和发动机直连实验研究,详细分析了富燃一次燃气对二次燃烧火焰稳定的作用及其对发动机性能的影响.鲒果表明,SMC+DAB混合燃烧模式具有一定的优点,合适的一次燃气混合比可起到稳定二次燃烧火焰和提高发动机性能的作用,偏高和偏低的一次燃气混合比都不利于发动机性能的提高.在文中给定的实验条件和参数条件下.一次燃气混合比应为0.7左右.     

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。     

稠密气固两相流颗粒质量流量测量方法研究

为解决粉末火箭发动机和粉末冲压发动机供粉系统冷流标定过程中颗粒质量流量的测量问题,提出了一种稠密气固两相流中颗粒质量流量的测量方法,并基于旋风分离器和电子天平运用该方法设计了一套气固两相流中固体质量流量的测量装置,同时运用粉末火箭发动机的供粉系统对该测量方法和装置的测试性能进行了实验验证研究。结果表明:测量装置的粉末收集效率可高达98.5%以上,为固体颗粒的质量流量测量提供了保障;测量方法具有较好的可靠性和测量精度,其测量结果相对误差低于3%;测量方法具有较好的测量稳定性,重复性实验中测量结果相对误差低于2%;通过改变旋风分离器结构设计等参数,可拓宽测量方法的适用范围。     

小流量气体流量的测量方法及应用

介绍了小流量气体流量测量装置的原理和应用背景,建立了小流量气体测量系统。采用两种实验方法,即质量流量计串连孔板测量法和孔板配合差压测量法,进行了测量,得到小流量拟合公式。比较了不同实验方法的精度和特点。结果表明,第二种方法重复性好,测量精度高。     

环形引射器两相流动数值模拟

蒸汽引射器是上面级火箭发动机进行高空模拟试验时获得真空的重要设备。采用数值模拟方法,通过Fluent对氢氧火箭发动机高空模拟试验用环形蒸汽引射器内部流场进行了研究,分析水蒸气两相流动及不同的入口工况和结构尺寸对极限真空压力的影响。考虑水蒸气的两相流动,在数值模拟中加入了水蒸气的凝结相变模型,并通过试验数据开展了模型验证,验证结果为:加入相变模型后极限真空压力降低,仿真结果更接近试验数据。在此基础上,研究了喷嘴入口工况和引射器结构尺寸对极限真空压力的影响,仿真结果表明:在引射器能够启动的条件下,降低蒸汽入口总压或提高入口总温,减小喷嘴出口壁厚或增大混合室直径,均能降低引射器的极限真空压力。因此,若想提高引射器真空度,可以通过改变入口工况或调整引射器结构尺寸来实现。     

氧化剂质量通量对固液火箭发动机中固体燃料退移速率的影响

针对采用硝酸/HTPB型推进荆的固液混合火箭发动机,采取数值方法研究了氧化剂质量通量对固体燃料热解表面退移速率及换热的影响.研究表明,固体燃料热解表面轴向平均对流换热热流密度、总热流密度以及退移速率与氧化荆质量通量的n次方近似成正比,n的值介于0.6～0.7之间;固体燃料热解表面的辐射换热热流密度近似与氧化刺质量通量成正比;随着氧化剂质量通量的增加,辐射换热占总换热量的比例逐渐增加,增加幅度逐渐减小.     

面向成本的固液火箭发动机方案设计优化

对固液火箭发动机(HRM)系统进行参数化建模,研究影响推力室等主要部件成本的主要因素,并建立相应成本模型。针对某运载火箭上面级固体火箭发动机CPKM的技术指标要求,采用多岛遗传算法(MIGA),开展面向成本和性能的多目标HRM设计优化。结果表明,HRM在主要功能和部分性能上可替代CPKM;相比于CPKM,HRM在同速度增量下成本下降21.0%,同成本下速度增量提升15.8%;HRM方案设计阶段中,扩张比与比冲、长度、工作时间具有较强线性关系,速度增量和成本等两个优化目标的主要影响因素是初始推力和药柱肉厚。     

基于相似匹配的液体火箭发动机故障模式挖掘

将时间序列相似性匹配方法引入到液体火箭发动机故障模式挖掘中。针对发动机试车数据的特点,提出了一种基于序变换的时间序列相似匹配算法。该算法具有对时间序列幅值和持续时间不敏感、抗噪声能力强等优点。对某型液体火箭发动机故障数据的相似匹配实验表明：该算法能够为液体火箭发动机的故障检测和诊断提供较好的技术支持。