高硅氧/酚醛喷管扩张段的温度场计算与测定

本文通过圆柱座标系径向瞬时热传导偏微分方程,对喷管硅基内衬扩张段进行了温度分布数值计算.喷管结构是以石墨为喉衬,高硅氧/酚醛为收敛段、扩张段内衬,并为喉部背衬;壳体是钢.计算中考虑材料烧蚀时形成炭化层、热解层、原始材料层等多层结构,以及烧蚀边界的退移和材料物性随温度的变化.通过座标变换,将移动边界问题转化为定边界问题,计算结果与实验结果吻合良好.     

冲压发动机针刺C/SiC喷管的烧蚀行为研究

为探索C/SiC喷管在固液冲压发动机上应用的可行性以及固液冲压发动机工作环境下的烧蚀行为,对冲压发动机针刺C/SiC复合材料喷管进行了研究.研究结果表明:针刺C/SiC复合材料喷管能够适应冲压发动机富氧、长时间的工作环境;C/SiC复合材料喷管入口段和扩张段存在轻微的氧化,喉部以热化学烧蚀为主,收敛段以热化学烧蚀和热机械侵蚀为主;收敛段为整个喷管的薄弱环节,应根据不同的工作条件和烧蚀机理,对C/SiC喷管的厚度进行分别设计.     

固体火箭发动机碳基材料喷管热化学烧蚀特性

为了准确预示固体火箭发动机碳基材料喷管的烧蚀率,依据热化学烧蚀理论,建立了喷管传热烧蚀的二维轴对称气-固-热耦合计算模型,计算通过FLUENT壁面化学反应模型完成,无需事先假设烧蚀控制机制。针对70-lb BATES发动机喷管进行了烧蚀计算,研究了推进剂配方、氧化性组分、燃烧室压强对喷管烧蚀的影响。结果表明:烧蚀率计算值与试验测试值吻合较好;烧蚀率分布遵循喷管内壁热流密度分布规律,在喉部上游入口处达到峰值;烧蚀率随推进剂Al含量增加而降低,随燃烧室压强升高而近似正比例增大;H2O是决定烧蚀的主要氧化性组分。     

复合结构喷管烧蚀形貌的测定及其对流场的影响

为研究烧蚀形貌对固体火箭发动机喷管的影响,采用激光扫描技术对石墨/高硅氧复合结构喷管的烧蚀形貌进行了测量,测量结果显示:两种热防护材料的交界面处产生了烧蚀台阶,收敛段内烧蚀台阶在两种材料的交界面处,而扩张段内的烧蚀台阶在交界面下游。根据所测喷管的平均烧蚀速率,反推出3个不同时刻喷管的烧蚀型面,并以此为模型对流场进行数值模拟,研究烧蚀引起的喷管型面变化对喷管内流场、壁面传热及发动机性能造成的影响,计算结果表明:扩张段内的烧蚀台阶处会产生回流区,加剧当地对流换热,台阶附近还会形成膨胀波和斜激波,对主流区域造成显著影响;而收敛段内的烧蚀台阶对主流区影响较小,与烧蚀前相比,此处台阶上游对流换热强度减弱;烧蚀台阶的出现会改变喷管壁面处的压力分布,导致发动机出现推力损失。     

C/C复合材料喷管烧蚀壁面退移流固耦合仿真研究

为了保障固体火箭发动机C/C喷管的可靠性,建立了一套正确反映发动机喷管烧蚀过程的流固耦合计算模型,以实现对喷管烧蚀率的高精度预估。依据热化学烧蚀理论以及喷管内燃气与喷管结构体界面的质量平衡和能量平衡关系,建立并验证了考虑壁面退移的C/C喷管流固耦合方法,实现了燃气流动、异相化学反应、结构体传热三者间的耦合。通过实验发动机喷管的烧蚀计算,论证了模型的正确性,并分析了不同金属铝含量对烧蚀率的影响,计算所得的烧蚀率与实验值最大相对误差为4.3%,与不考虑壁面退移的耦合算法计算结果对比,计算精度最高可提升46%。计算结果表明：C/C喷管在喉部附近烧蚀最为严重;推进剂中Al含量的增加导致燃气中氧化组分浓度降低,进而减少了烧蚀速率,这些结论与C/C喷管烧蚀相关研究结果一致。     

固体火箭发动机碳基材料喷管机械侵蚀特性

为研究碳基材料喷管的机械侵蚀特性,基于两相流理论和经验公式,考虑液滴的蒸发与反应,建立了二维轴对称碳基材料喷管机械侵蚀计算模型.针对15-lb BATES发动机喷管进行了机械侵蚀计算,研究了液滴轨迹、机械侵蚀情况的分布规律,以及推进剂中Al质量分数和燃烧室压强对机械侵蚀的影响.结果表明:机械侵蚀率计算最大值为55μm/s,在实验结果范围内.Al/Al₂O₃混合液滴是机械侵蚀的主要因素,Al液滴由于蒸发氧化而不对壁面造成碰撞.机械侵蚀发生在喷管收敛段,峰值位于喉部上游入口处,喉部和扩张段无机械侵蚀现象.推进剂中Al质量分数增加对机械侵蚀率无显著规律性影响.机械侵蚀率随燃烧室压强的增加呈超线性增长.      

典型喉衬材料抗过载烧蚀性能的实验研究

为了掌握固体火箭发动机典型喷管喉衬材料的抗过载烧蚀性能,通过地面旋转模拟过载实验系统,开展了20g和30g高横向过载下的三种喉衬材料抗过载烧蚀性能研究。结果表明,在高横向过载下喷管喉衬会出现偏烧蚀现象,即过载区域喉部烧蚀厚度远大于非过载区域;与非过载区域相比,过载区域喉部烧蚀率显著增大,且过载区域喉部烧蚀率随着横向过载的增加而显著增大,20g横向过载下,高强石墨材料的喉部烧蚀率增大到12.43倍,30g横向过载下,高强石墨材料的喉部烧蚀率增大到20.53倍;在高横向过载下,轴编C/C抗过载烧蚀性能最好,无纬布针刺C/C次之,高强石墨最弱。在高过载和非过载下,喉衬材料的烧蚀性能优劣将发生根本变化,在过载下固体发动机喷管设计过程中应该予以重视。     

火箭发动机喷管辐射及壁温的计算研究

研究了火箭发动机复合喷管的耦合换热及瞬态壁温的计算方法,考虑了扩散控制的C/C喉衬的稳态烧蚀,建立了封闭腔-净辐射模型计算喷管内的辐射换热,改进了喷管辐射换热的计算方法.计算了两种复合喷管的壁温随时间的变化,并与有关文献的结果进行对比.研究表明:在火箭发动机喷管的入口段,高温燃气对壁面的辐射换热热流比对流换热热流强;采用封闭腔-净辐射法计算火箭发动机喷管的辐射精度较高.      

二元收扩喷管设计参数对气动性能影响的数值研究

采用正交试验设计方法进行喷管气动性能数值模拟算例的设计,综合研究了二元收扩喷管8个设计参数对气动性能的影响,研究的设计参数包括圆到矩超椭圆型面过渡段几何参数（长径比、横截面积变化率、长半轴变化率、短半轴变化率）和主喷管段几何参数（喉部宽高比、喉部型面半径比、收敛半角、扩张半角）,并且对喉部宽高比、喉部型面半径比、收敛半角、扩张半角等4个参数对喷管气动性能影响的灵敏度进行了分析.结果表明:喉部型面半径比R_W/R₈是二元收扩喷管气动性能影响的最主要参数,因此在喷管设计中应尽量增大R_W/R₈,尤其是在收敛半角α较大时,增大R_W/R₈可使喷管气动性能明显增大;喉部宽高比不是二元收扩喷管气动性能影响的主要参数;二元收扩喷管的气动性能几乎与过渡段型面无关.      

轴对称矢量喷管的气膜冷却及红外辐射耦合计算分析

为考察喷管壁面气膜冷却以及红外辐射特性对高性能航空发动机壁温分布的影响,对燃气红外波带的光谱特性采用窄波段模型计算,对壁面-燃气辐射采用封闭腔模型计算,对喷管收敛段的气膜冷却采用绝热温比计算。对于包含喷管壁面、隔热屏、套筒的多层结构传热建立壁温-热流耦合的热平衡方程,用Newt on-Raphson求解得到喷管及内外结构的壁温。对NASA TN D-1988中试验台架发动机喷管扩张段的气膜冷却及壁温进行验证计算,并详细计算了收敛段采用多排缝槽气膜冷却的轴对称矢量喷管。结果表明:气膜冷却有效降低了喷管收敛段的壁温,使得喷管扩张段成为受热严峻的部位;扩张段偏转改变了扩张段壁面温度和红外辐射的圆周分布,沿偏转方向的壁温和红外辐射都明显低于偏转反方向的,2个方向上的平均壁温相差约4.8%,喷管在后半球的辐射沿偏转方向增强。数值模拟结果与试验测量值吻合良好,可用于发动机喷管壁温分布精确计算。     

喷管扩张段烧蚀的“台阶效应”计算

当喉衬和扩张段内衬采用具有不同烧蚀率的材料时,常出现“台阶效应”.本文以气动热化学烧蚀机理为基楚,提出应用适当的对流换热和加剧的化学反应计算对台阶效应区进行修正的方法,使台阶效应区的烧蚀率预示更切合实际工况.     

固体火箭喷管烧蚀和传热的基本问题

总结固体火箭复合结构全喷管烧蚀和传热计算中的基本问题:二相跨音速喷管粘流,燃气与喷管壁面的换热,不同材料的热化学烧蚀模型,粒子侵蚀,烧蚀控制机制,移动边界下的瞬时导热,烧蚀与传热的耦合,复合结构全喷管烧蚀和传热的CAD,以及测试等。在解决基本问题的基础上,对复合结构全喷管可获得其烧蚀率和温度分布。     

烧蚀反应动力学参数的确定

本文提出了一种理论模型与实验相结合确定碳基材料烧蚀反应动力学参数(活化能和指前因子)的方法。首先建立了碳基材料热化学烧蚀的湍流边界层模型,运用数值方法对边界层守恒方程组、表面烧蚀和固相热传导进行耦合求解,计算过程中不需要事先假设烧蚀的控制类型。其次,在电弧加热器中模拟火箭发动机喷喉的烧蚀环境进行烧蚀材料与氧化性气体反应的烧蚀实验。最后,运用所建立的模型和在电弧加热器上的实验结果进行预测比较,确定烧蚀反应的动力学参数。作为实例,确定了石墨与CO_2的烧蚀反应的动力学参数。     

喷管型面对固体火箭发动机性能的影响

用时间相关法数值计算跨音速喷管流动时,其控制方程分别采用守恒型和非守恒型方程.通过对JPL喷管进行计算发现:在相同的精度下,非守恒型方程的收敛速度比守恒型方程的收敛速度快一倍多.采用修正阻尼法(DASHCO法)进行数值计算,其收敛速度均提高六倍以上.最后,采用直接优化法研究了喷管收敛段型面及喉部型面对发动机性能的影响.     

固体火箭喷管颗粒尺寸分级两相跨音速流场计算

本文中对固体火箭喷管颗粒尺寸分级的两相跨音速流场作了计算.气相控制方程采用隐式近似因子分解法求解,尺寸分级的颗粒控制方程采用特征线求解,然后,二者进行充分的耦合,可以获得固体火箭发动机含有任意颗粒质量分数和不同颗粒尺寸时轴对称喷管跨音速流场的参数分布.文中讨论了不同颗粒半径和质量分数对流场的影响,对单一颗粒尺寸和颗粒尺寸分级的参数进行了比较.两相耦合计算的迭代收敛速度取决于气相,本文中气相方程求解的格式除部分边界外是隐式的,CFL数可取至6左右,收敛速度快.特别是对颗粒尺寸分级的计算,得益更大,其得益的倍数为颗粒的分级数.     

固体发动机喷管喉衬温度场测量与分析

为了剥离热化学烧蚀吸热的影响并获取固体火箭发动机喷管结构内部的温度场分布,以锻压钨为材料设计喷管,在喷管喉衬径向的一定位置埋置热电偶来测量喷管结构温度。实验结果表明：采用锻压钨制作喷管,该本实验条件下可以忽略热化学烧蚀对锻压钨喷管喉部换热的影响;实验测量结果符合传热规律,与导热计算结果基本吻合。实验结果真实可信,为喷管喉部对流换热模型的建立、完善提供数据支持和实验验证。     

Nitrous oxide cooling in hybrid rocket nozzles

The Department of Mechanical Engineering at the California Polytechnic State University, San Luis Obispo, has developed an innovative program of experimental research and development on hybrid rocket motors (where the fuel and the oxidizer are in different phases prior to combustion). One project currently underway involves the development of aerospike nozzles for such motors. These nozzles, however, are even more susceptible to throat ablation than regular converging–diverging nozzles, due the nature of their flow expansion mechanism. This paper presents the result of a recent development project focused on reducing throat ablation in hybrid rocket motor nozzles. Although the method is specifically targeted at increasing the life and operating range of aerospike nozzles, this paper describes its proof-of-concept implementation on conventional nozzles. The method is based on a regenerative cooling mechanism that differs in practice from that used in liquid propellant motors. A series of experimental tests demonstrate that this new method is not only effective at reducing damage in the most ablative region of the nozzle, but that the nozzle can survive multiple test runs.     

固体火箭发动机喷管阻尼特性的数值仿真

为了探究影响固体火箭发动机喷管阻尼特性的关键因素,基于典型柱状装药固体火箭发动机二维简化模型,利用脉冲衰减法,开展喷管阻尼特性数值仿真计算,研究了喉通比和燃烧室长度对喷管阻尼常数的影响规律,结果发现数值模拟结果与经验公式理论预估结果有较好的一致性,证实了该数值方法的有效性;在此基础上,进一步探讨了无法由经验公式直接获知的诸如喷管收敛半角以及收敛型面对喷管阻尼常数的影响规律,结果表明:收敛半角对喷管阻尼常数有很大的影响,在设计范围内,较小的收敛角有益于提高喷管阻尼特性;收敛段型面对喷管阻尼也有一定的影响,凸型型面阻尼特性优于锥型型面,锥形型面优于凹形型面.