上面级发动机推力室喷管延伸段气膜冷却研究

上面级发动机采用四氧化二氮/偏二甲肼为推进剂,将涡轮排气引入推力室喷管气膜冷却喷管延伸段.仿真计算和热试车表明：推力室主燃气与涡轮排气压力在同一截面处相等,涡轮排气沿喷管延伸段壁面流动形成紧贴喷管壁面的气膜,对主燃气无扰动,对喷管延伸段起到冷却保护作用.推力室喷管延伸段传热计算值和热试车延伸段温度测量值吻合,排气集合器内压力基本均匀,满足工程应用需要.     

多孔C/C材料发汗冷却实验研究

发汗冷却是解决高超声速飞行器关键部位热防护问题的有效方法,文章开展了以未完全致密化C/C材料作为多孔介质、水作为冷却剂的发汗冷却实验研究。设计并制备了发汗冷却平头实验模型,分别在热流密度1.1 MW/m2和1.45 MW/m2的氧-丙烷热结构考核条件下,通过测量模型内外壁温度响应,评估其发汗冷却速率。实验结果表明,冷却剂的引入极大地降低了模型内外壁温度,外壁面冷却速率高达8.8℃/s以上,未出现明显烧蚀现象。内壁面温度均保持在水沸点100℃以下,达到了可重复使用、耐长时加热的热防护要求,进一步表明了发汗冷却的巨大应用潜力。     

阿里安5芯级发动机喷管延伸段冷却性能研究

本文主要讲述了火神发动机喷管延伸段冷却性能的热分析研究工作。根据测量数据,采用简单的热节点模型,得出了喷管壁温和气壁换热系数。用热节点模型验证了 Volvo 宇航公司使用的标准预测法。建立了在异常和与期望温度值有偏差的情况下的冷却性能预测系统。本文还阐明了如何从飞行试验获得的有限信息来准确和可靠地预测验收试验以及飞行期间火神发动机喷管廷伸段冷却系统的效能。     

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.     

发汗式主动冷却金属热防护系统主动冷却效率研究

发汗式主动冷却金属热防护系统是一种新型概念,将发汗冷却方法应用于金属热防护系统中,用于提高金属热防护系统的热载荷承载能力,是解决临近空间高超声速飞行器防热问题的有效方法。设计并建立了发汗式主动冷却金属热防护系统的实验模型,分析了发汗式主动冷却金属热防护系统的基本冷却原理,测量了同一实验模型分别在有无发汗冷却作用下,沿厚度方向不同位置测量点的温度响应。结果表明：在相同的加热条件,采用发汗冷却方法,可以使受热蒙皮材料达到相同温度的时间明显滞后;在发汗冷却作用的过程中,内部隔热层的温度不会超过水的沸点温度;采用发汗冷却方法,可以使同一结构热载荷承载能力至少提高70%;通过合理的结构设计,可以减少受热蒙皮由于热膨胀而引起的结构变形。
     

固体火箭发动机点火器热通量的测量

使用箔式铂热通量计,对两种几何形状不同的点火器进行瞬间和轴向热通量分布的测量。所用的参数是不同的点火药量,管子长度和喷管喉径。对烟火剂燃烧产生的粒状物质的粒度分布作了研究,并且推论了这种粒子分布对总热量的影响。辐射在总热量传递过程中相对来说是不重要的,而在点火器作用期间,业径发现,由于粒子传热引起的“点”的热通量是热传递的最重要方式之一,事实上,这种传热方式可能是固体火箭发动机中点火火焰最初出现的原因。     

发动机喷流对飞行器底部流动影响数值模拟

针对发动机燃气喷流对底部流动的影响开展研究。建立冷喷与热喷计算方法,与经典的高压空气尾喷管喷流试验数据进行了对比,验证了本文建立的三维喷流方法的可靠性。对本文选用的飞行器外形采用冷喷与热喷方法开展了对比计算并与飞行试验值进行比较,分析了两种方法结果的差异。采用热喷方法对来流马赫数 2.5 ,不同飞行高度及喷管进口总压开展计算,研究飞行高度及喷管进口总压对发动机喷流及底部流场的影响。结果表明,保持飞行高度、来流马赫数不变,喷管进口总压增加,底部压力系数逐渐提高。燃气质量浓度最大值位于底部空腔的壁面处,且保持一个恒定值。保持喷管进口总压、来流马赫数不变,飞行高度增加,喷流高速区向后移动且中心区最大马赫数增加。在一定飞行高度下,底部压力系数由负转正,即飞行器底部会出现正推力,这对飞行器的射程会产生重要影响,需要提前评估。     

发汗冷却喷管在火箭发动机上的应用

较系统地介绍了发汗冷却的机理和发汗冷却研究的发展历程，说明了发汗喷管不同研究阶段的典型结构，并重点阐述了可望很快应用于工程上的发汗喷管结构，同时列出了发汗喷管计算中关键技术－热量交换的有关数学模型和各参数的取值。指出了近期需要开展的工作。     

三氧化二铝颗粒在喷管内的沉积

本文根据一系列复合推进剂固体火箭发动机的中止燃烧试验,提出了三氧化二铝颗粒在发动机喷管内的沉积计算模型,并通过轴对称喷管两相跨音速流场计算及喷管传热分析,预示喷管内的沉积规律及沉积对喷管壁内温度场的影响。预示结果与实验结果基本相符。文中还比较了燃烧室压力,推进剂中铝含量对沉积影响的实验结果和理论预示结果,它们也基本相符。     

一种高超声速稀薄流激波干扰气动热测量技术

针对高超声速稀薄来流条件下的激波干扰气动热测量问题,设计了一种适用长时间、中低热流量值(5~500 kW/m2)的带封装结构的量热计,采用空气隔热设计方式降低其侧向传热,实现了有效一维传热,延长了测试时间;并通过热流传感器标定试验,实现了热流高精度测量。为验证量热计的测量性能,开展了地面标定实验和基于双锥模型的高超声速低密度风洞激波/边界层干扰实验(M10和M12),量热计与同轴热电偶的测量结果进行对比分析。研究结果表明,本文所设计的量热计适用于稀薄来流条件下激波干扰引起的复杂气动热问题的热流测量。相比于同轴热电偶,量热计响应时间较慢,但对于较大热流,由于极大减轻了侧向传热的影响,测量精度较高。同轴热电偶对低量值热流(5~20 kW/m2)的测量性能较好,信噪比(SNR)较高。研究成果为开展高超声速低密度风洞稀薄流激波干扰气动热试验研究提供支撑。     

固体火箭发动机喷管型面最佳化技术的研究

本文分析了喷管型面结构对固体推进剂火箭发动机性能和效率的影响。本研究使用三种分析方法,它们是:赫克力斯的Ⅰ_(SP)法(HIMET),固体性能程序(SPP)和普度大学 Jo-seph Hoffman 博士的直接寻求法。这些分析方法确定发动机中的流动和热损失,并以比冲(I_(SP))损失表示。在本分析中,分别考虑了扩散、摩擦、热、粒子滞后、侵蚀和化学不平衡等方面带来的损失。对采用抛物线、园弧线和特征线的喷管型面的发动机进行了性能比较。在固定喷管外轮廓(长和直径)不变的条件下研究了典型的低空和高空工作的发动机。这些计算结果对喷管型面设计有了有益的深入理解。本研究指出:第一,最佳起始扩散角随所采用的喷管型面和分析方法而变;第二,对于给定的喷管外轮廓,不论是抛物线型面、园弧线型面还是特征线型面,所获得的最大比冲基本上是相同的;第三,如果喷管型面不是最佳,就会出现明显的性能损失;第四,分析的Ⅰ(SP)预示方法能有效地用于固体推进剂火箭发动机的喷管型面设计;第五,可延伸出口锥能改进主喷管的性能。     

再生冷却推力室准二维传热数值计算

为了提高液体火箭发动机传热计算精度,建立了再生冷却推力室准二维传热计算的通用方法。冷却通道内考虑了冷却剂层间导热导致的温度分层效应,燃气侧对流换热既可采用传统Bartz公式,又可直接求解边界层控制方程得到热流密度,最终基于MATLAB开发完成了通用的再生冷却推力室准二维传热程序。利用该程序对某氢氧发动机进行了传热计算,并与一维传热程序和三维CFD传热计算结果进行了对比,结果表明：准二维传热计算方法可以计算出冷却通道内温度分层情况,冷却剂温升、流阻计算值与热试数据吻合较好,误差在10%以内,优于一维传热结果,验证了计算方法的有效性;直接求解边界层控制方程得到的热流密度与三维计算结果吻合较好;准二维传热计算时间短,效率高。     

推力室多孔面板发汗冷却试验研究

为了研究液体火箭发动机推力室喷注器多孔面板发汗冷却特性,以缩比推力室挤压热试验的形式开展了多孔面板发汗冷却特性研究,试验采用常温气氢对喷注器多孔面板进行发汗冷却。发汗冷却试验共进行5次,燃烧室压力为3.9～7.6 MPa,燃烧室氢氧混合比为2.8～7.2。研究结果表明在本试验研究状态下面板燃气侧温度为680～830 K...     

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.     

低空多喷管发动机喷焰红外特性研究

对多喷管火箭发动机低空尾焰的红外辐射特性进行了研究.基于热流法建立了喷焰红外传输计算模型,数值模拟了四喷管发动机尾流场2～5 μm光谱的红外特性.获得了光谱、波段辐射强度仿真数据及红外仿真热像,并与单喷管喷焰的红外特性进行了比较.考察了不同的喷管间距、探测方向、飞行高度对喷焰表观辐射强度的影响.结果表明,多喷管尾喷焰红外辐射光谱选择性与单喷管相似,但光谱峰值无线性关系;对于低空四喷管发动机尾喷焰,红外特性随喷管间距增加有所增强,随飞行高度增加,喷焰红外辐射强度提高.     

一种大面积比喷管的分段式设计与数值分析

为了满足大推力上面级发动机大面积比喷管的设计需求,采用了排放冷却前段和单壁辐射冷却尾段的分段式设计方案。在排放冷却前段传热计算的基础上,通过对内流场进行数值模拟,重点研究了单壁尾段在引入上游排放冷却气氢情况下的冷却特性和喷管效率。结果表明:对于大面积比喷管,采用带二次流的单壁金属喷管延伸段是现实可行的,有望达到较好的冷却保护效果并提高喷管效率。     

液氧/煤油火箭发动机喷管膜冷却数值仿真

为评价膜冷却方法对 NASA 的 Fast Track 发动机推力室喉部的冷却效果,特进行了此数值仿真。膜冷却考虑了通过喷注器面的喷口和设置在喷注器与喉部之间的一个附加喷口。LOX/RP—1发动机推力室燃气的仿真是用 CFD—ACE 软件来实现的。这个软件采用以压力为基础的隐式有限体积迎风格式来求解 Favre 平均 Navier—Stokes方程和组份方程。研究了一套简化的化学组分方程组来模拟 LOX/RP—1推力室的化学平衡。研究结果表明:有可能通过优化喷注器面和附加冷却剂喷口之间的膜冷却剂的分布,来维持喷管壁温低于2000K 的温度界限,满足喷管衬层的烧蚀率低于0.05mm/s 的要求。仿真确认了 RP—1(煤油)的冷却效果是由于高吸热的裂化过程所至。共轭梯度换热分析指出:附加的冷却剂喷口可能得采用纯铜以外的其它材料制造。最后,膜冷却方法仅使喷管比冲下降约2%。     

长尾喷管后效瞬态传热特性分析

针对固体发动机长尾喷管后效传热过程中喷管外壁面温度的实验值与理论预估值相差较大的问题,研究了长尾喷管后效瞬态传热特性。经分析发现,其主要原因在于绝热层烧蚀和氧化铝沉积。针对绝热层烧蚀对后效传热的影响,参数化分析了绝热层密度、比热容和导热系数因素的影响,发现在绝热层热扩散率相同条件下,绝热层的密度对后效传热影响最大,其次为比热容,导热系数的影响最小。针对氧化铝沉积对后效传热的影响,建立无沉积模型、沉积层模型和修正模型,对后效传热过程进行模拟,模拟结果与实验结果对比表明:修正模型与实验过程最为贴近,其相对误差在6.9%以内,氧化铝沉积层在传热过程中对喷管起到一定的绝热作用。研究结果可为长尾喷管的热防护提供理论基础。     

变比热对超燃冲压发动机尾喷管设计的影响分析

当气体总温较高时,气体的比热比将不再保持不变,而是温度的函数。由于超燃发动机尾喷管的入口温度很高,因此,在喷管型面设计时应该考虑比热变化对型面产生的影响。给出了基于量热完全气体模型和热完全气体模型的超燃冲压发动机尾喷管设计方法。并比较了比热比不变和比热比随气体温度变化时对喷管型面设计的影响。对量热完全气体的应用限制进行了初步讨论。     

固体火箭发动机喷管扩张段型面参数对其性能影响仿真分析

固体火箭发动机喷管扩张段型面直接影响喷管内燃气膨胀和壁面压力分布,优化扩张段型面参数是提高喷管效率的有效途径。采用欧拉-拉格朗日数值方法仿真分析了椭圆-三次曲线型喷管在扩张段不同出口半角、初始扩张半角、长径比和扩张比等型面参数下的两相湍流特性及推力性能,数值模拟与基准型面喷管试验结果对比良好。不同型面参数喷管计算结果对比显示,出口半角对喷管推力影响较小,而初始扩张半角对其影响相对明显。流场特性分析表明,扩张段不发生内激波相交时,因避免燃气二次压缩而有利于提升喷管推力。与基准型面喷管相比,适当增大初始扩张半角和减小出口半角,能够改善扩张段内激波结构,提高喷管性能。此外,固定扩张比,长径比小于1.2时,随长径比增大,喷管出口轴向速度积分增长较快,推力收益增速明显。固定长径比,扩张比增大能提高喷管推力系数,但两相流损失随之增加,导致喷管效率降低,综合来讲喷管推力呈上升趋势。