低温预冷管路流动及传热非稳态特性研究#

低温液体火箭发动机及管路循环预冷过程涉及复杂的流型转换及传热过程,直接影响发动机及其管路的预冷效果。为准确分析低温介质加注充填过程中循环预冷管路内部的流动及传热特性,建立了一维均相平衡态流体流动及传热数学模型,通过离散化方法分析了非稳态过程液氢预冷循环管路中流体各参数的分布,获得了低温介质充填过程管路传热变化规律及其影响因素。     

氢氧末级长时间滑行贮箱压力控制及关键技术分析

为通过弹道优化设计提升火箭发射圆轨道卫星的运载能力,同时提高火箭对不同发射任务的适应性,需要火箭末级具备长时间在轨滑行能力。对氢氧末级火箭而言,延长在轨滑行时间需要解决的一个重要问题是液氢贮箱压力、推进剂温度的预示和控制。结合微重力下贮箱内低温推进剂力热耦合运动特征,给出了低温火箭在轨滑行过程中贮箱压力控制的设计流程和计算方法,并通过计算分析获得了整个滑行阶段液氢蒸发量、补压气瓶需求量等关键设计参数,为工程研制提供参考。     

文丘里管汽蚀实验研究

设计了4种不同喉部尺寸的文丘里管,各文丘里管进行了不同入口压力、相同出口压力下的实验,对其中1种进行了不同温度下的实验,结果表明:随着入口压力的提高,文丘里管的流量系数呈缓慢下降趋势;水温达到某一值时,流量系数出现明显减小;在相同入口、出口压力下,喉部直径越大,汽蚀区越明显;入口压力越大,汽蚀区越明显;对水在一定温度范围内加温,汽蚀区没有明显变化;此外,实验中文丘里管汽蚀区呈现周期性变化。最后对其中1种文丘里管进行了数值模拟,试验中汽蚀区长度与计算值基本一致。     

过冷度对飞行器贮箱热力学排气系统性能的影响

为了研究低温推进剂贮箱的压力控制特性和热力学排气系统的运行特性,建立了耦合贮箱内流体流动相变过程与热力学排气系统(TVS)的数学模型,对TVS系统运行后贮箱的压力和温度变化进行了仿真计算。在以液氮为贮存工质的低温流体高效贮存平台上,进行了仿真模型的验证。分析了不同液体过冷度对低温贮箱温度和压力控制特性的影响。研究发现,在相同的在轨贮存周期内,对于饱和状态的液氢和液氧,TVS只有在排气模式下才能实现低温贮箱的压力控制,而对于过冷状态的液氢和液氧,TVS只需进行混合模式运行便可实现低温贮箱压力控制,且TVS混合运行时间随液体过冷度的增加而减少,16 K液氢时TVS的运行时间(546 s)相比于20 K液氢(663 s)减少了17.6%,78 K液氧时TVS的运行时间(2 760 s)相比于90 K液氧(16 469 s)减少了83.2%。过冷液体与气枕的混合可以实现低温流体在轨贮存过程中的零排放。     

发动机试验液氧贮箱放气系统动态特性研究

在液氧/煤油火箭发动机地面试验中,为得到液氧贮箱放气系统放气流量与放气阀门动作的响应特性,从而控制箱压的下降速率,验证液氧煤油发动机在低入口压力条件下的工作适应性,对液氧贮箱放气系统的动态特性进行了研究。建立了液氧贮箱二维计算模型,结合试验数据,对低温贮箱内气枕空间的非稳态换热过程进行研究,确定放出气体温度以及相应状态。应用CFD的动网格技术,建立二维计算模型,对放气系统阀门的开关动态特性与过流流量特性进行综合分析,获得了不同通径放气管路的放气流量与箱压的计算关联式,基于理想气体状态方程,完善了箱压计算理论模型。应用该模型量化分析箱压下降速率,为计算箱压控制的准确时间节点提供了操作参考。     

基于压力信号器控制的贮箱地面增压技术应用分析

对基于压力信号器控制的贮箱地面增压技术及其在发射场的实际应用情况进行了介绍分析。常温贮箱射前地面增压时间较为宽裕，一般采用单气路单压力信号器控制增压；低温贮箱射前地面增压时间较短，要求较快的增压速率，一般采用双气路双压力信号器控制增压。贮箱射前地面增压存在压力后效，影响压力后效大小的主要因素包括：增压充气流量qm、增压电磁阀动作响应时间Δt、增压电磁阀后供气管路气体容积Vg。发射场实际应用过程中，通过调整供气管路上节流孔板大小控制增压充气流量，使贮箱增压压力后效满足要求。针对压力信号器失效故障模式，通过设置紧急放气电磁阀和冗余设计,实现紧急放气和冗余备保增压，可以确保贮箱射前增压工作正常。     

液氢贮箱停放过程中的力热分析

为了寻找到运载火箭长时间停放过程中液氢贮箱的最经济液位,用于制定合理的发射流程以及紧急处置方法,采用计算流体力学(CFD)技术,对某型运载火箭停放期间液氢贮箱的力、热情况进行了仿真计算和分析。计算选用了VOF(Volume-of-fluid)两相流模型以及Lee相变模型,为了提高Lee模型在不同压力情况下对相变过程的模拟精度,采用安托因方程修正了该模型。修正后的模型首先由试验数据校验了其精确性,随后开展的液氢贮箱停放过程仿真结果表明：贮箱的竖直方向与径向均存在温度分层的现象,液相内会形成大的漩涡,该漩涡会使得冷热流体不断进行热交换,并导致贮箱内部的液氢出现气化。贮箱停放期间蒸发率最大值超过2 m 3/h,发生在停放4 h左右;而贮箱液位充填至37 m 3以上或17 m 3以下时蒸发率较低,最小值接近1 m 3/h。     

发动机试验液氢流量测量不确定度评定

针对某型号液体火箭发动机试验,介绍了液氢低温流量测量系统组成及原理。根据液氢质量流量测量数学模型,分析影响液氢流量测量不确定度的主要压力对贮箱容积的影响因素,依据不确定度评定相关标准和方法,对各种影响因素进行分析,最终得出液氢质量流量扩展不确定度为±0.88%,满足发动机设计部门对液氢低温质量流量测量不确定度±1%的要求。     

补燃发动机完全自身起动过程富氧燃气温度控制

为了防止富氧补燃循环发动机在完全自身起动过程中出现烧蚀情况,需要研究降低发生器富氧燃气温度峰值的方法。利用成熟的发动机组件数学模型,建立了发动机完全自身起动过程动态仿真模型,并通过试验数据验证了仿真模型的合理性。基于计算结果,分析了起动过程中发生器富氧燃气温度的变化过程,进一步分析了产生3个温度极大值的原因。通过仿真研究,分析了不同起动参数对富氧燃气温度峰值的影响。结果表明:提高发生器氧化剂流量和减缓发生器燃料流量增速可以降低富氧燃气温度峰值,具体措施有提高氧化剂贮箱压力、减小供应管路长度、提高副路转级阀的作动压力和减小其转级速率。     

基于流固耦合理论的关机水击特性

为了考虑结构变形对关机水击特性的影响,应用Workbench15.0构建双向流固耦合分析系统,模拟关机水击过程,通过压力和流线的分布图分析压力波传播和能量耗散。根据轨控发动机大流量、高室压、快响应的发展趋势,设计了8个工况来分析流量、压力、阀门关闭时间对水击特性的影响。仿真结果表明:在水击发生后,水击的能量只有小部分通过从入口流出和结构变形而耗散,大部分水击能量的耗散是由于流体的粘性损失。流量只对水击峰值压力有影响,且流量越大,水击峰值压力越大。阀门关闭时间的缩短增加了峰值压力和水击频率,减缓了衰减速率。管路背压对水击特性几乎没有影响。因此,在进行轨控发动机高室压水击试验时,在保证流量和关阀时间相同的情况下,减小出口背压,可以得出与高背压一致的水击压力变化曲线。     

液氢空化流动特性研究

对液氢空化流动的实验数据进行了统计分析,数值计算了大范围温度变化下液氢空化流动的变化特征。结果表明采用的数值计算方法计算结果与实验数据吻合良好。随着温度变化,液氢空化流动存在两种空化行为。当温度低于转捩温度时,空化行为的变化受液/汽密度比控制,空穴面积随温度的增加而增加;当温度高于转捩温度时,空化行为的变化热力学效应控制,空穴面积随温度的增加而减小。空化数和来流速度越大,转捩温度越高。     

基于压力变送器及智能仪表的箱压自动控制技术

目前发动机地面试验过程中的泵入口压力控制主要是通过控制介质贮箱内压力来实现的.介绍了大型液体火箭发动机研制试验中介质贮箱压力自动控制的一种新方法,这种方法集试验过程信号采集、动态工艺参数显示、上下限设定值显示、报警显示输出及自动控制为一体,减小了手动调节箱压继电器的操作误差,使系统的可靠性得到了很大程度的提高.     

凝胶试验特性数据分析

针对凝胶推进剂压力损失的计算方法与常规推进剂存在很大差异,结合对非牛顿流体的理论分析,得出了凝胶推进剂在管路中的流动特性主要取决于其自身。对凝胶N2O4及凝胶UDMH液流试验的压力-流量数据,分别采用指数方程、多项式方程和直线方程三种方法进行曲线拟和、对比分析,反映了凝胶推进剂的非牛顿流体特性,对系统组建提出了一些建议,明确了凝胶试验系统试前应采用真实介质进行冷调,并为系统调试数据提供了可行的拟合方法。     

入口压力对汽蚀管流阻系数测量的影响

汽蚀管流阻系数测量值是液体火箭发动机性能计算和调整的直接依据。针对液流试验中某些汽蚀管入口压力无法加压至额定值的问题,建立了流阻系数分析模型,研究了汽蚀管入口压力对流阻系数测量的影响,得出了流阻系数随入口压力变化的关系式及入口压力对流阻系数影响的修正公式,并对测量流阻系数的五级压力试验方法进行了评估。结果表明:入口压力增大,喉部等效流通面积减小,流阻系数增大;流阻系数随入口压力倒数的减小近似线性增大;额定入口压力两侧对称压力下的流阻系数偏差不同,压力减小引起的流阻系数偏差大于压力增大引起的偏差;五级流量法测定的流阻系数偏小,选取五级入口压力应尽量靠近额定入口压力或不对称选取;当试验入口压力均低于额定入口压力时,采用修正方法修正流阻系数测量值,可有效减小其偏差。     

低温氢气排放过程数值模拟

以低温氢气安全排放为目的,采用数值模拟方法对低温氢气直接排放和燃烧排放的流场进行分析.流场仿真计算采用了标准双方程k-ε湍流模型和氢氧单步燃烧模型.研究参数包括氢排放压力、流量、温度和环境风速,评价指标为氢扩散范围和燃烧范围.计算结果表明：燃烧排放燃烧范围小于直接排放氢扩散范围;排放压力增加、流量增大和温度降低均会使氢扩散范围和燃烧范围变大.     

载人航天器辐射器面板布局对散热能力的影响分析

以载人航天器广泛采用的圆筒辐射器为研究对象,建立辐射器散热能力数学分析模型,对比分析集中式和分块式面板布局形式给辐射器散热能力带来的影响,对比的参数包括管路长度、液体工质流量和管路入口液体工质温度。计算结果表明:在辐射器面板面积和管路长度相同的前提下,管路长度和面板分块数的变化,会造成2类辐射器散热能力的显著差异,管路长度越短,面板分块数越多,集中式布局辐射器比分块式布局辐射器的散热能力越强,最大散热能力差异达到16.0%,最小散热能力差异为13.5%。液体工质流量和管路入口液体工质温度,对2类辐射器散热能力的差异影响较小,不超过2.0%。因此,辐射器设计时不应忽略面板布局对散热能力的影响,应尽可能集中布置辐射器面板。     

燃气涡轮性能试验台的控制因素敏感度分析

针对某燃气涡轮性能试验台,选择空气流量、燃油流量、水流量以及涡轮背压作为控制系统的主要控制量。通过建立工作点附近的线性“小偏差”方程,讨论了以上四种因素对于涡轮的入口压强、入口温度和转速这三个状态变量的影响程度。压强主要取决于空气流量．温度对空气和燃油均有一定的敏感性,转速则主要由水流量来控制。基于以上判断确定了试验台的手动调节规律。     

密闭容器漏热液氢饱和过程分析

结合在氢氧火箭发动机及箭体组件试验过程中遇到实际情况,提出了液氢介质在密闭容器内饱和过程状态变化的问题,该问题的分析结果可以用于试验过程的安全评估。首先利用质量和能量守恒方程,对密闭容器内氢介质的饱和状态过程建立了数学模型;根据模型的数学解析结果对饱和过程进行了定性分析,提出了临界充满率的概念,发现了饱和状态过程可以分成完全汽化、完全液化、中间饱和平衡等不同的过程。然后结合一个典型的液氢试验的工程实例,利用数学模型对饱和过程的状态参数进行了计算,计算结果与定性分析非常吻合。最后总结了密闭容器内液氢的饱和状态过程的规律,指出液氢充满率低时液氢可以完全汽化、充满率高时液氢可以膨胀至完全充满;同时指出,对于试验导管90%的充满率下,液氢将膨胀并充满试验腔,容易出现超压破坏风险。     

低温贮箱多路管道增压的一种模糊算法研究

火箭发动机地面试验中,低温推进剂贮箱增压过程的传热、传质以及湍流流动过程十分复杂。贮箱增压系统具有非线性、时间滞后、参数变化不确定等特点,对增压系统难以建立精确的数学模型。因此,以低温推进剂贮箱内压力稳定为目的,提出了采用多路、不同直径管道增压的模糊控制方案;应用模糊控制算法中的最大隶属度法进行解模糊化,制定增压管路的模糊控制表,建立了以压力为控制变量的模糊控制器。分别对预增压过程和保持增压过程的两种工况进行了仿真。仿真结果表明：模糊控制算法能有效提高推进剂贮箱中压力调节的控制精度和响应速度,使得离开贮箱的推进剂压力稳定地满足发动机泵入口的压力和净吸程要求。     

液氢/液氧火箭发动机尾焰流场特性仿真研究

为研究液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流流动特点,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型、液氢/液氧单步化学反应的N-S方程,化学反应速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制控制,运用PISO算法对液氢/液氧火箭发动机在地面发射阶段的燃烧尾焰射流流场进行了一体化仿真计算,得到了液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流近场激波系结构,并与理论分析结果进行对比,证明了算法的有效性和正确性。分析了燃烧尾焰压力场的动态形成过程,捕捉到尾焰半球形冲击波的发展过程,并认为冲击波为正激波且进行匀速传播。获得了尾焰流场各项参数的分布情况,为开展燃烧尾焰射流的辐射计算提供数据基础。