涡流冷却推力室燃烧效率分析

为了分析喷注器对涡流冷却推力室燃烧效率的影响,开展了2kN气氢/气氧涡流冷却推力室的设计、仿真与试验研究,设计加工了三种不同喷嘴分布直径的氢喷注面板,在试验过程中测量了推力、燃烧室圆筒段内壁面温度、内壁面压力等参数,利用热力计算、流场仿真与试验测量结果对涡流冷却推力室燃烧效率进行了分析。结果表明,在所分析的三种喷注面板中,喷嘴分布半径最大的推力室燃烧效率最高,为97.6%。同时开展了透明燃烧室的试验研究,高温火焰在燃烧室圆筒段59.5％半径以内区域,验证了内外涡流结构的存在。仿真结果表明,氢喷嘴分布直径影响燃烧区域的分布,从而影响燃烧效率。      

内部再生冷却推力室及其传热分析

内部再生冷却是一种新的推力室冷却技术,目前国内尚未采用.本文从物理模型及数学模型两方面研究了内部再生冷却机理,着重在不同边区冷却液流量、室壁材料和室壁厚度下进行了推力室壁的二维温度场的数值计算,并就计算结果作了分析和讨论.     

层板发汗冷却推力室板片流道的调节功能试验

为了在设计层板发汗冷却推力室时选择合适的一次调节通道，对不同曲率半径，不同几何尺寸的一次调节通道进行了流阻试验，得出了不同几何尺寸的一次调节通道的流动特性，试验结果与经典的层流理论计算结果之间存在较大的差异，试验表明，一次调节通道的临界雷诺数随曲率半径的减小而减小，摩阻系数随曲率半径的减小而增加，并得出了相应条件下的一次调节通道摩阻系数的修正关系式，在层流范围内阻较好地反映一次调节通道的流阻特性。     

涡流冷却推力室中涡流结构的分析与优化

涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却方法,可以简化推力室结构,降低成本,提高可靠性。本文首先介绍该类型推力室的工作原理,并对涡流的结构进行了理论分析,得出内外涡流的速度分布特点。通过冷流场计算,验证了涡流结构分析的正确性。由于流体的粘性,减小了内部涡流的速度及涡量强度,影响推进剂的掺混及燃烧。通过对氧化剂喷嘴入射角的优化,发现氧化剂喷嘴倾斜一定的角度,可以增加内部涡流的速度及涡量强度,将有助于提高涡流冷却推力室中推进剂的燃烧效率。     

液氧/丙烷推力室试验研究

1987～1989年间进行的液氧/丙烷推力室试验研究内容主要涉及点火和启动、燃烧、传热等。目的在于探索液氧/丙烷推进剂的技术关键,为新型液氧/烃发动机论证提供必要依据。使用了两种结构状态的推力室。试验室压2.5～7.8MPa。推力8～25kN(真空)。通过试验,考核了液氧/丙烷推进剂的点火和燃烧性能,验证了丙烷再生冷却的可行性;并与四氧化二氮/偏二甲肼自燃推进剂、液氧/煤油推进剂的试验情况进行了比较。     

涡流冷却推力室流场特征与性能仿真

针对2000N气氢/气氧涡流冷却推力室,采用三维全尺寸计算模型开展了仿真研究,得到了流场速度分布特点,验证了涡流冷却推力室内具有双向涡旋结构,内外涡流分界面约占涡流冷却推力室圆柱段半径的86%,燃烧区域约占涡流冷却推力室圆柱段半径的70%.分析表明:外层涡流主要受来流速度与涡流冷却推力室几何参数影响,内层涡流在黏性、燃烧等作用下室压、密度稳定.侧壁温度平均为388K,比冲效率达92%以上,仿真结果与试验对比一致.      

单推-3推进剂、低铱催化剂推力室特性试验

本文叙述了催化分解推力室采用单推-3推进剂、低铱催化剂的特性试验,其中包括地面试验、高空试验、低温试验、高温试验及湿度试验,并给出了试验结果.     

层板推力室再生冷却通道的传热特性分析

提出液体火箭发动机层板推力室再生冷却通道传热过程的数理模型。采用通用形式控制方程处理冷却剂紊流换热和通道材料导热的共轭传热问题，计算采用LVEL紊流模型，并考虑冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的变化及层板材料热物性随温度的变化。结果表明，采用大高宽比、小气壁厚度的通道设计，可显著提高再生冷却能力，降低室壁温度和温差。采用对流换热系数和热物性为常数的简化处理会引起很大误差。     

液体火箭发动机推力室冷却通道传热优化计算

采用标准K-ε两方程湍流模型对液体火箭发动机推力室再生冷却通道三维湍流流动与传热过程进行了数值预测，冷却工质为氢气，其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化，通过两种优化方案来改变推力室冷却通道的深宽比。方案一为保持冷却通道的深度及肋宽不变，通过改变推力室壁面通道个数来改变通道的深宽比，方案二为保持通道数目不变，通过增加或降低通道高度来改变通道的深宽比。以此计算在不同通道深宽比下推力室壁面的传热特性，并进行了优化分析。计算结果表明：存在着一个最佳冷却通道个数，使得推力室壁面再生冷却效果达到最佳；在相同质量流量下，降低通道高度能够强化推力室传热，但同时增加了进出口压差。     

四氧化二氮/一甲基肼推力室研制

本文主要介绍90N和490N两种四氧化二氮/一甲基肼推力室的设计及试验概况.     

液体火箭发动机推力室内壁三维热强度分析

为了分析再生冷却式液体火箭发动机推力室内壁失效机理、判断失效位置及确定循环次数,对其进行流-热-固耦合计算。流-热耦合模拟推力室再生冷却耦合传热过程并为热-固耦合提供边界条件,热-固耦合对推力室壁在循环加载下的变形进行三维结构非线性分析。通过计算,得到了推力室壁在单循环各阶段和循环加载下的应力应变分布,对计算结果进行后处理,得到了推力室内壁失效时的循环次数。结果表明,推力室内壁在循环热和机械载荷作用下向推力室内鼓起和变薄,喉部上游冷却通道中心最先失效。     

液膜内冷与辐射外冷发动机室压上限的研究

为了研究液膜内冷和辐射外冷方式小推力火箭发动机室压的设计上限,针对推力为1kN四氧化二氮/一甲基肼火箭发动机,开展了不同室压下发动机推力室构型设计和冷却性能计算。固定液膜冷却剂流量,比较分析了不同推力室室压下气壁温和热流的变化规律。研究发现,在推力和膜冷却流量不变条件下,随着室压的提高,推力室尺寸大幅度减小,热负荷大幅增加,最高气壁温也增加;在选用材料正常工作条件下,存在室压设计上限。     

液氧/甲烷发动机推力室多循环热-结构分析

为了研究一款液氧/甲烷发动机推力室多循环工作状态下的结构变形,拓展并验证了一种包括流动-传热分析和非线性有限元分析的热-结构分析方法。通过该方法得到了推力室热载荷与压力载荷分布,并分析了推力室在这些载荷下的应力应变响应。研究表明：推力室整体结构变形并非主要取决于热载荷,压力载荷引起的冷却通道底面弯曲在喷管扩张段尤其明显;后冷阶段产生的弹塑性拉伸应变大于热试阶段产生的压缩应变是导致每次循环结束后结构产生残余应变的直接原因;随着工作循环次数的增加,扩张段的冷却通道底角位置残余应变累积速率最快,该部位被确定为结构失效的潜在位置;增加冷却剂入口附近的通道底面厚度、减小后冷阶段与热试阶段的温差以及将冷却通道的尖锐底角设计为圆角可以成为抑制变形和减缓应变累积的备选措施。     

液体火箭发动机推力室再生冷却流动与传热计算研究

为了研究液体火箭发动机推力室再生冷却流动与传热的快速仿真方法,建立了推力室再生冷却的准二维模型,对航天飞机主发动机开展了再生冷却流动与传热计算仿真研究,对比分析了再生冷却准二维模型和三维模型的仿真计算结果。研究表明,两种计算模型均可较好地预测推力室燃气及再生冷却剂的流动和传热。三维模型计算精度高,但计算用时较长。计算得到的航天飞机主发动机的燃气侧壁面最高热流密度为162.2MW/m2,最高壁温为1159.7K,冷却剂温升为244.0K,压降为8.5MPa。准二维模型计算结果精度略有降低,但计算时间较三维模型减小了90%。四个参数与三维模型计算结果的差异分别为0.3%,4.4%,8.6%和4.5%,在可接受范围内。本文的准二维模型计算时间短,适用于液体火箭发动机再生冷却结构的方案筛选和优化设计,三维模型计算精度高,适用于设计完成后的校核计算。     

一种计算再生冷却推力室温度场的方法

为了能够快速而准确地得到再生冷却推力室的温度分布,建立了一种计算再生冷却推力室温度场的方法。首先建立了轴对称推力室的一维冷却模型,并使用换热经验公式,得到了推力室壁面在轴线方向上的温度分布;其次建立了推力室的冷却套二维导热模型,使用数值模拟的方法和一维计算的结果,得到了冷却套的温度场。然后使用这种方法研究了气壁材料、气壁厚度和冷却液流量对推力室再生冷却的影响,获得了比较满意的结果。从计算时间和准确性来说,这种方法能够为推力室的优化设计和性能估算提供参考。      

航空发动机高压止推轴承腔密封分析及保证

针对在外场使用和台架试车中多次出现高压止推轴承腔密封失效故障,结合高压止推轴承腔滑油系统工作原理、密封结构和装配工艺特点,对高压止推轴承腔密封失效故障进行机理分析,结果表明:严格控制篦齿和涨圈滑油密封尺寸、量化密封剂稀释配比、明确密封剂涂覆和紧固件拧紧要求、加强装配难点部位控制,可提高高压止推轴承腔的密封可靠性。     

液体火箭发动机推力室复合冷却流动与传热研究

为了预测液体火箭发动机推力室的复合冷却性能,建立了推力室再生冷却通道和超临界氢的三维仿真模型以及推力室内燃气和超临界氢膜的轴对称二维仿真模型。通过边界耦合发展了液体火箭发动机推力室复合冷却流动与传热的数值仿真方法。对航天飞机主发动机推力室内部燃气、超临界冷却膜、室壁和再生冷却剂进行了流动与传热耦合计算仿真研究。研究表明,仿真方法可较好地预测推力室燃气及再生冷却剂的流动和传热,计算得到航天飞机主发动机的燃气侧壁面最高热流密度为129MW/m2,最高壁温为885K,冷却剂温升为192K,压降为8.8MPa,结果与已有数据吻合较好。模型和仿真方法可用于液体火箭发动机推力室冷却系统传热计算和冷却结构的优化设计。     

塞式喷管推力模型的建立与实验验证

 为了能够方便快捷地对塞式喷管发动机的性能做出准确的预示,通过理论分析,结合塞式喷管的流场特征,提出了一种塞式喷管壁面压强分布的数学模型。在此基础上,分别建立了全长型和截短型的塞式喷管的推力模型。通过与实验的对比分析,模型与实验数据基本吻合,验证了塞式壁面压力分布的数学模型以及在此基础上建立的推力模型,可以作为塞式喷管发动机性能预示的有效工具。     

影响液体火箭发动机比推力的因素

介绍液体火箭发动机采用大比推力对提高导弹经济性的作用，论述推进剂性质，燃烧室压力，氧化剂剩余系数对液体火箭机动机比推力的影响及选用范围。