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...     

铣槽结构液体火箭发动机推力室壳体热应力分析

介绍了液体火箭发动机推力室铣槽结构热应力的数值分析方法,通过建立液体火箭发动机推力室的流场燃烧和导热理论模型,运用有限体积法考虑液膜冷却计算出发动机工作时的燃气、燃烧室壳体和冷却工质的温度场,将得出的结果作为壳体热应力计算模型的边界条件进行热应力场有限元分析。内、外壁温度的计算数据与实验结果基本相符。     

挤压式低室压推力室再生冷却问题

推力室冷却设计是液体火箭发动机设计的关键之一,通过论述推力10kN挤压式低室压推力室的冷却设计,对其进行了传热分析,并进行了试验验证。结果表明,推力室采用再生冷却和辐射冷却相结合的冷却方式时,发动机工作可靠,不会出现内壁烧蚀。     

液体火箭发动机辐射冷却身部材料研究进展

辐射冷却是上面级和空间液体火箭发动机推力室身部最常用的冷却形式,近年来在部分大推力、高性能二级火箭发动机喷管中也得到了应用。辐射冷却身部材料的耐高温性能和密度,直接影响液体火箭发动机的比冲、推重比和可靠性。通过查阅国内外文献,综述了钛合金、高温合金、难熔金属和碳纤维复合材料等材料在国内外液体火箭发动机辐射冷却身部中研究和应用情况,结合液体火箭发动机推力室身部燃烧室段和喷管段服役工况,对不同材料特点进行了分析。研究对标未来高性能、高可靠和低成本液体火箭发动机的发展需求,并对近年来发展起来的铱/铼/碳-碳复合材料、低密度铌合金和3D打印难熔合金进行了概述。     

高压推力室冷却设计

本文旨在介绍国外有关烃类燃料作为液体火箭发动机推力室再生冷却的研究结论。综述了先进的冷却设计应考虑的问题。要实现可重复使用,必须采取措施提高推力室疲劳循环寿命,既要有可靠的冷却设计,又要解决内壁被腐蚀问题。文章最后简要介绍了我国新一代高压补燃液氧/煤油发动机冷却设计应考虑的问题。     

计算辐射冷却推力室不稳定温度场的隐式格式

导出了计算液体火箭发动机辐射冷却推力室不稳定温度场的隐式差分格式,并作了线性化处理。据此编制通用程序,可以计算任意辐射冷却推力室的不稳定温度场。     

GH2／GO2涡流冷却推力室设计与数值计算

涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术。采用该技术可以简化推力室结构、降低成本,并可提高系统可靠性。对涡流冷却推力室进行了初步设计,并采用PDF非预混燃烧模型和DO辐射模型对所设计的推力室进行了数值仿真。根据计算结果：推力室内部形成了双向涡流;推力室圆筒段壁面温度低于760K;在考虑辐射条件下,推力室圆筒段壁面温度平均升高约140K,最高温度低于900K;涡流冷却技术是可行的,但目前存在燃烧效率相对较低的问题。     

小推力发动机膜冷却工程算法研究

为满足工程上对推力室内部传热流动分析的要求,应用分层流动理论,结合半经验传热和化学反应平衡模型,建立了分析小型液体火箭发动机推力室膜冷却的传热模型。以气氧/煤油发动机为例,初步实现了对定常情况下膜冷却过程的模拟。计算表明,冷却剂的质量分数,燃气的流动状态,喷注器尺寸等因素对冷却效果和发动机总体性能有重要影响。研究结果可为新一代小型液体火箭发动机的研制提供参考。     

基于模糊推理的液体火箭发动机推力室减损控制研究

在建立液体火箭发动机动力学模型、推力室冷却夹套隔片结构模型和材料损伤模型的基础上,利用模糊逻辑推理知识设计了模糊推理机,构建了模糊减损控制系统这一有机整体。通过仿真计算,在火箭发动机工作100s期间,推力室喷管冷却夹套隔片有一定变形的情况下,研究了其损伤演化过程及损伤分布。     

层板发汗冷却推力室传热分析

对于采用层板发汗冷却的推力室,为了最大限度地减少冷却剂流量,理想情况是,应根据不同轴向位置的受热情况来分配冷却剂流量,以使各处的壁面温度都控制在材料的许用温度内.本文运用有限体积法,对层板发汗冷却推力室内的燃气流动和壁面内的传热进行了数值模拟,同时通过调节冷却剂吹风比,使各处的壁面温度都控制在材料的许用温度之内.为综合...     

GH_2/GO_2涡流冷却透明燃烧室方案设计及试验研究

涡流冷却是一种新型的推力室冷却技术,采用该技术可以简化推力室结构、降低成本,并提高系统可靠性。本文在综合国外研究成果的基础上,对涡流冷却技术进行了理论分析,设计出推力室结构,采用石英玻璃加工燃烧室圆柱段部分,并用高速摄影仪记录了燃烧室内的火焰图像。研究表明,涡流冷却透明燃烧室方案是可行的,燃烧稳定段燃烧区域占燃烧室的55%～60%。     

5kN再生冷却发动机推力室传热研究

5 kN摇摆发动机推力室采用再生冷却身部,为检验推力室冷却方案设计的合理性,对5 kN再生冷却发动机推力室进行传热计算,分析了再生冷却的影响因素,并针对发动机设计提出了相应的改进措施,改进后的发动机热试车工作正常,表明了改进工作的有效性。     

脉动压力测量技术在火箭发动机试验中的应用

为研究和探索火箭发动机地面试验推力室脉动压力测量方法和数据分析技术,介绍了火箭发动机试验中脉动压力测量系统的组成和参数的测量方法;分析了引压导管的动态特性及其对脉动压力参数测量的影响;采用齐平安装的方式,按照所述方法建立脉动压力参数测量系统;结合推力室多个振动测点的数据,分别采用快速傅里叶变换(FFT)和小波包分解两种方法对脉动压力数据进行分析。根据两种方法的分析结果推断发动机在径向和切向产生了不稳定燃烧。对探索和推广脉动压力测量技术在火箭发动机试验和其他组合件试验中的应用具有重要意义。     

RBCC推进系统主火箭发动机气氧／煤油推力室研究

为满足RBCC推进系统主火箭发动机对气氧／煤油推力室的要求,对其进行了高燃烧室压力和温度、大范围变工况工作研究。气氧／煤油推力室喷注器采用中心区气液双组元内混式喷嘴和边区直流喷嘴结合结构,身部采用夹层冷却结构。通过对推力室气氧／煤油推进剂的点火及雾化混合技术、推力室喷注器及身部冷却设计技术、推力室的点火启动、稳态工作等关键技术的研究表明,推力室在室压3MPa、5MPa工况下可稳定燃烧。额定推力650N的气氧／煤油推力室方案可靠、点火工作正常,可以满足大范围变工况稳定工作要求。     

姿控用再生冷却推力室传热特性研究

对采用MON-25／MMH推进剂的姿控用再生冷却推力室的传热特性进行了研究。首先使用二维传热计算程序,对推力室壁及再生冷却剂MMH的传热特性进行了初步评估,然后运用CFD软件对该问题进行了三维数值模拟,最后将两种方法的计算结果与常温300K和低温243K入口条件下的MON-25／MMH再生冷却推力室热试车状态进行对比,发现三者基本一致。     

连续激光加热推力器性能的简化解析计算模型

针对具有开放式吸收室的连续激光加热推力器,通过合理简化和分析,建立了一维流推力     

膨胀循环氢氧发动机低压火炬的点火能量研究

针对膨胀循环氢氧发动机多次点火需求,采用氢、氧推进剂吸热着火和火炬燃气降温放热的假设,用热力计算方法从理论上分析了推力室采用火炬点火的能量问题。在考虑火炬燃气与推力室内的氧补燃后,富燃低压火炬点火器的点火能量能够满足推力室点火需求。研制了2种低压火炬点火试验系统,对膨胀循环发动机进行了17次点火试验,试验结果与理论分析结果相符,验证了补燃点火假设。     

Experimental investigations of the 10 N catalytic hydrazine thruster

Experimental investigations of the 10 N catalytic hydrazine thruster are reported. These thrusters find applications in orbit raising functions of a spacecraft. The hardware was realized and tested in a vacuum chamber (10^?3 mbar vacuum) for its performance. When tested at the design propellant supply pressure of 21.5 bar the thruster developed 10.25 N thrust at an operating chamber pressure of 16.4 bar. The thruster was also tested for off-design conditions (24, 18 and 14.5 bar propellant supply pressures) of operation to determine the steady-state performance. The chamber pressure and vacuum thrust follow more or less a linear law with the propellant-supply pressure. The thruster was also tested for its response characteristics for short (100 ms) firing durations at various propellant-supply pressures (15.5, 18.8, 22.5, 25.6 and 29.5 bar) and the experimental results are reported and discussed. The hydrazine was injected at the room temperature (300^±5 K).     

轴向分段装药工艺研究

介绍了单室双推力固体火箭发动机轴向分段装药工艺研究.结果采用结构新颖的转板阀,二次装配式芯模,以及刮涂绝热层和自动称量浇注药量技术,使装药达到了设计要求.