液氢推进剂预冷却空气涡轮冲压发动机性能模拟

为提高常规空气涡轮冲压发动机性能并扩展工作范围,加入液氢预冷系统,使用液氢作为预冷剂及推进剂,建立了使用液氢作为燃料的预冷空气涡轮冲压发动机性能计算模型。在给定航迹和调节计划下计算并分析了高空高速、低空低速下发动机的性能。仿真结果显示加入预冷器、使用液氢作为燃料可以极大的扩展ATR发动机的工作范围,并在整个飞行包线内极大的提高了ATR发动机的性能。     

液氢预冷吸气式发动机建模与循环特性分析

为研究预冷发动机的循环特性,提出了一种结构简单、部件匹配难度低的液氢预冷吸气式发动机构型,分析了其热力循环过程,比较了与预冷膨胀式空气涡轮冲压发动机(ATREX)在循环方式上的异同.基于部件法建模,提出了一种通用的自定义部件计算顺序的方法,解决了加热器部件冷热两端的先后计算问题,发展了整机性能计算模型,计算并分析了关键...     

低温液体推进剂充填管路的数值模拟

研究了低温液体推进剂供应管路预冷充填过程的计算方法, 利用一维均相平衡态流体动力学模型和涵盖预冷过程中主要传热工况的传热模型, 考虑了低温液体推进剂的可压缩性, 用有限容积法求解管流方程, 用有限差分法求解管壁内的一维非稳态导热方程.计算了某型低温液体推进剂火箭发动机实验台系统供应管路的预冷充填过程, 分析比较了仿真与实验的结果, 为发动机和实验台系统的改进及新系统的设计提供了依据, 仿真结果及分析结论已应用于现有发动机实验台系统的改造和长距离液氢输送管道的设计中.      

基于不同相变模型的微重力液氢贮箱内压力与温度分布仿真预示

受空间热流的作用,相变是低温推进剂在轨压力控制中需要被考虑到的影响因素。为研究液氢贮箱内的流体行为特性,建立了低温流体CFD仿真模型,对于相变过程,基于不同的相变传质理论,建立了四种相变仿真模型。根据NASA开展的AS-203液氢贮箱压力上升试验数据,对封闭贮箱内压力上升和温度分布开展仿真预示,分析了不同相变仿真模型对压力上升和温度分布预示的结果。结果表明,相变模型1和相变模型3得到的压力上升速率和温度场结果与试验结果趋势较为一致。受到算法和适用性的影响,相变模型2和相变模型4对AS-203液氢贮箱的温度预示偏差较大,相变模型4对压力上升的预示偏差较大。     

液体火箭发动机系统瞬变过程模块化建模与仿真

为对发动机研制过程中多种试验方案进行仿真预示和对发动机进行结构优化，研究了液体火箭发动机系统瞬变过程模块化建模与仿真方法。提出了流体管道系统的管道一体积模块化分解方法，将组成发动机系统的典型元部件划分为21个模块，并建立了仿真数学模型。提出了一种描述模块元件及其连接关系的系统组态矩阵，以及模块的组合连接方法和组合系统的仿真计算方法。在此基础上，研制了分级燃烧循环液氧／液氢发动机系统瞬变过程的模块化建模与仿真软件(LRETMMSS)，建立了某型号液氧／液氢补燃发动机的半系统试验的仿真计算模型，进行了仿真计算，计算结果与实验数据吻合。     

液氢液氧火箭发动机预冷与启动过程数值模拟综述

从预冷与启动过程推进剂供应管路内低温瞬变流计算、启动过程涡轮泵动态模型、燃烧室内点火过程动态模型、发动机瞬变模型的降阶方法及发动机系统动态方程解算的数值方法等几个方面，介绍了液氢液氧发动机预冷与启动过程数值模拟研究现状，分析了存在的问题，指出了进一步开展研究的方向。     

液体运载火箭低温动力系统注气式循环预冷过程的AMESim仿真研究

讨论了液体运载火箭低温动力系统起动前预冷的必要性和循环预冷方案的优缺点,分析了注气式循环预冷的基本原理和影响因素,建立并根据试验数据验证了基于AMESim的注气式循环预冷仿真模型。对不同工况液体运载火箭低温动力系统注气式循环预冷过程进行研究,部分工况获得了与文献试验数据较为一致的规律,并对注气式循环预冷过程伴随的增压下注入气体对贮箱气枕的影响、变过载对系统循环特性的影响和注入气体在贮箱与管路内行为特性等问题进行了分析与讨论。     

涡轮冲压组合发动机供水泵设计与试验

为满足涡轮冲压组合发动机工作模态转换中涡轮级冷却要求,需采用射流预冷系统。高压力大流量离心式供水泵的设计与试验方法是涡轮冲压组合发动机射流预冷系统的关键技术之一。通过理论计算得到供水泵关键零件的尺寸,采用流场仿真方法得出供水泵性能,利用试验验证供水泵的流量压力特性。仿真结果与试验结果对比表明,设计的高压大流量离心式供水泵满足设计要求。     

高马赫数射流预冷试验装置设计及试验验证

为加速中国射流预冷技术的研究,设计了1套基于高马赫数的射流预冷试验装置。对试验装置需满足的功能流程和设计需求进行了识别,明确了试验装置的组成;对试验段和水系统的结构进行了详细设计,提出了直杆型和圆环型2种不同喷杆布局的射流段,并对使用2种射流段时试验段的流场均匀性进行了分析,认为直杆型射流段的温度场和压力场分布更加均匀;选取几种典型的试验工况,对所设计的试验装置进行了温降特性、总压恢复系数以及流场均匀性等试验验证。结果表明：试验装置总体运行良好,结构设计合理,能够完成全工况下的射流预冷试验,其温降特性、总压恢复系数和流场均匀性符合试验预期,研究成果对中国航空领域射流预冷发动机的研制具有指导意义。     

低温输液泵自然循环预冷模拟试验

介绍了低温液体自然循环预冷方案，并以液氮为模拟推进剂，进行一系列循环预冷模拟试验，包括常压或增压环境、气相回流或液相回流、小管径或大管径、回流管绝热或裸露、自流或引射等各种组合。通过分析对比各状态试验时系统所获得的温度、压力数据，得出气相回流循环预冷试验较液相回流循环预冷试验更能快速、持续地预冷系统，增压和引射在特定条件下有利于系统保持循环状态等结论。     

低温推进剂贮箱压力变化的CFD仿真

为预示低温推进剂贮箱在地面停放阶段的压力变化并研究贮箱内物理过程的相互作用关系,建立了包含液体推进剂和混合气体两相的二维轴对称volume of fluid(VOF)计算流体力学(CFD)模型,并引入了基于热力学平衡假设的推进剂相变模型.对实验液氢贮箱进行仿真得到的压力上升速率与实验结果相差9.1%.通过对地面加压停放阶段下的液氢和液氧贮箱的仿真发现:造成液氢贮箱压力上升的主要因素是壁面漏热对气枕的加热作用,而液氢蒸发影响更小,液氧贮箱在加压停放阶段初期明显受到液氧相变的影响.两个贮箱中液面附近的对流运动在不同的气液传热过程作用下有不同的变化趋势,对流运动会影响推进剂的相变进而影响贮箱的压力变化.      

长征五号运载火箭动力系统总体技术分析

简要回顾长征五号运载火箭研制历程,结合国外运载火箭动力系统发展态势,系统梳理了长征五号运载火箭动力系统的设计准则和总体方案,详细介绍了与长征五号有关的新型大推力发动机、循环预冷、低温火箭POGO(液体运载火箭结构系统与动力系统动特性相互耦合而产生的纵向不稳定低频振动)抑制、高可靠增压输送、直径5m液氧/液氢模块动力系统...     

预冷对发动机进气道流动特性影响的数值模拟研究

为了研究预冷对协同吸气式火箭发动机(Synergetic Air-Breathing Rocket Engine,SABRE)进气道流场性能的影响,以各工况临界状态下无预冷的SABRE发动机进气道为对象,结合多孔介质耦合源项法开展了预冷效应对进气道流动特性影响的数值仿真研究。对比了预冷前后进气道流场及气动性能的变化。研究表明,多孔介质耦合源项法预冷可以较好地模拟预冷器的冷却效应及压降效应,预冷后结尾激波较预冷前向前移动了一段距离,各工况涡轮通道出口总温降低了48%～77%,其中Ma2～4时总温降低到了210K左右;来流空气经预冷后涡轮通道出口马赫数降低,流量系数也随之降低;进气道总压恢复系数呈减小趋势,低速工况总压恢复系数较好,预冷前后两通道总压恢复系数变化不大,涡轮通道流量系数较预冷前降低了约15%。     

射流预冷装置温降与流阻特性试验研究

为了满足基于某型传统涡轮发动机射流预冷技术验证的需求,以射流预冷装置的温降和流阻特性研究为基础,设计了1种高效蒸发、低流阻的射流预冷装置,搭建了国内首套基于全尺寸的地面模拟试验系统,通过试验验证的方法研究了喷入介质的流量变化和进气温度变化对温降和流阻特性的影响,验证了射流预冷技术的有效性。结果表明:发动机入口来流温度不变时,射流预冷装置的温降特性主要取决于喷入介质的流量变化;随着来流温度的升高,射流预冷装置的介质蒸发率提高,来流降温量也会随之增大;通过调节喷射介质的流量,可将发动机风扇前气流温度维持在80~120℃;流阻特性主要取决于射流预冷装置自身,而介质喷射对流阻特性几乎不产生影响;射流预冷装置的总压损失小于4%,且随着来流温度的升高,总压损失有所减小。     

长期在轨贮存低温推进剂过冷度获取方案研究

增大低温推进剂入轨时的过冷度可显著延长低温燃料在轨贮存期限.通过文献调研与理论分析,介绍了4种低温推进剂过冷度获取方案的工作过程与研究现状,分析了不同方案的优缺点,在此基础上提出了我国开展相关研究的思路.研究表明:①为了减小过冷度获取成本,应采用先加注后冷却的操作程序,且制冷系统尽可能靠近目标贮箱;②液氧、液态甲烷可通过液氮池沸腾提供过冷度;③氦气喷射预冷消耗氦气量巨大,建议仅针对小型液氢采用此技术;④热力学低温流体过冷器(TCS)技术具有总体质量轻、投入能量少等优点,在液氢过冷度获取方面具有可观的应用前景.可为我国开展低温推进剂过冷度相关研究提供参考.      

预冷发动机进气道节流特性数值研究

为了研究预冷发动机进气道预冷前后的节流特性,以二维轴对称进气道为对象,使用多孔介质耦合源项法进行数值仿真研究,在不同涡轮通道流量系数的工况下对比了预冷效果和进气道预冷前后的气动性能。研究表明:随着涡轮通道流量系数增加,亚声速扩压段锥面压力降低,虚拟预冷区下游低速区面积缩小,而两通道出口总压恢复系数均呈下降趋势,同时涡轮通道流量系数较高的工况冷却效果更好;冲压通道出口总温受预冷区影响而下降,高速工况下降幅度较大,但下降幅度不受涡轮通道出口流量系数影响;相同涡轮通道流量系数的高速工况,经过预冷后涡轮通道流通能力增强。      

换热预冷发动机预冷特性和发动机性能数值研究

为深入了解换热预冷发动机换热器预冷效果和发动机性能,首先设计了叉排管束式细小通道换热预冷器,并采用非定常数值模拟方法对换热效果进行了仿真,然后结合换热预冷发动机性能计算程序对预冷发动机性能进行了研究。结果表明,飞行马赫数为2.5~4.0且氢气空气质量流比为0.03~0.09条件下,换热预冷器能将来流空气预冷90.6~471.2 K,低温氢气经吸热后温度升幅为266.1~455.3 K,换热效果良好。来流空气经预冷后涡轮发动机的飞行包线最高被拓展至马赫数4.0,达到了与超燃冲压发动机的衔接速域。相比于传统涡轮发动机,氢气空气质量流比为0.03时,本文换热预冷发动机加力状态推力能恢复至设计点推力水平;当氢气空气质量流比增加至0.09时,加力状态推力最高达到设计点推力的两倍左右。马赫数2.6以下换热预冷措施能小幅改善发动机比冲和耗油率（仅计算用于燃烧的氢气量）性能,而飞行速度大于马赫数2.6后换热预冷措施也难以抑制比冲和耗油率迅速恶化的趋势。     

氦气鼓泡法获取液氢过冷度的传热传质研究

为了更好地理解氦气鼓泡获取液氢过冷度的冷却行为,优化设计冷却系统,基于集总参数法,建立了氦气鼓泡冷却系统的热力学模型,考虑了气泡界面能和压力对系统冷却效果的影响,分析了氦气注入液氢内时瞬时传热传质过程,讨论了各个影响因素。与液氢试验数据对比,热力学模型的计算值与实验值吻合良好,表明该模型可精确预测氦气鼓泡冷却液氢的热力学过程。研究了相关因素对过冷度的影响,结果表明:采用氦气鼓泡方法可将液氢过冷至三相点处;在额定工况下,氦气消耗量基本上是液氢消耗量的7倍;增加氦气鼓泡速率、降低氦气鼓泡温度、减少环境热侵、减小贮箱气枕压力,均可有效改善液氢过冷度。     

扁平绕带式液氢(氧)高压容器结构技术

高压低温液氢、液氧（ＬＨ２／ＬＯＸ）容器是航空航天领域里的关键设备之一,其特点是工作温度低（９０～２０Ｋ）,压力高（３５～４０ＭＰａ）,贮存的介质易燃、易爆和极易挥发。高压ＬＨ２／ＬＯＸ容器结构主要由四部分：内容器、外容器、绝热层和预冷装置组成,此外...     

LD10CS铝合金及TA7低间隙钛合金在低温下的力学性能

本文是LD10CS铝合金板材及TA7低间隙钛合金棒材在液氢温度下的力学性能试验报告。其中包括LD10CS铝合金1.5、3、6毫米三种厚度的板材和焊接接头,以及TA7低间隙钛合金的光滑试样、缺口试样及螺纹试样在室温、液氧、液氮及液氢温度下的力学性能试验。试验结果以表格及曲线图的形式给出,并对上述材料的力学性能随温度而变化的关系做了粗略的描述与讨论。