某液体火箭发动机燃气路异常压力脉动分析

针对某液体火箭发动机燃气路内出现的异常压力脉动现象,通过数值仿真获得了螺旋流和分叉流两种流型,提出了两种流型相互切换引起的流动不稳定解释。燃气三通内的螺旋大涡及氢/氧燃气导管内的螺旋流动会引起流阻增大,导致燃气路局部压力跳变。数值仿真、气流试验均复现了燃气路热试过程中的压力跳变现象,获得了燃气路流动稳定性边界。热试结果...     

基于超声速汽液两相流液化装置的排气液化循环方案

构造了基于超声速汽液两相流液化装置的涡轮排气液化循环发动机系统方案,对性能进行了分析、计算。结果表明：该方案可将燃烧室压力提高至35 MPa,氢主涡轮泵出口压力降低40.4%,燃气发生器室压降低38%,发动机比冲提高50.9 m/s,同时水液膜可发挥较好的热防护作用,系统冷却安全、可靠。     

美国1988年开发的几项固体火箭新技术

固体火箭发动机被点燃后,其燃气流就无法调节.大西洋研究公司和赫克里斯公司通过把燃烧分成两个阶段来试图实现固体发动机燃气的调节.在它们的可变流导管火箭中,贫氧推进剂先在燃气发生器中部分燃烧,然后混入空气完成燃烧.再利用阀门控制富燃的燃气流向燃气发生器外排出,从而就控制了推力.     

发动机起动燃气返腔仿真与影响分析

针对某液体火箭发动机在试车起动时出现的燃气发生器头部温度过高现象,建立了发动机起动时发生器及燃气系统内部流动的三维模型,通过Fluent流场计算对起动燃气路内流场进行了模拟和分析。从启动器起动0.65s定常流场计算结果与0～0.65s的瞬变流场计算结果中可以看出,火药启动器燃烧后的起动燃气沿倾斜的燃气入口进入燃气路,经内壁反射后冲入燃气发生器,燃气进入发生器头腔,造成了发生器头部温度过高。调节氧头腔氦吹除流量,进行起动的0.65s定常数值模拟。模拟结果表明,适当增大吹除流量是控制起动时发生器头部温度的一个行之有效的手段。再将燃气多通的燃气入口倾角改进为80°倾角和90°倾角,分别建立模型并进行了起动的0.65s定常数值模拟。模拟结果与原模型进行比较时发现,燃气入口倾角增大可以在一定程度上改变起动燃气路径,减少燃气返腔造成的头腔温度峰值过高的影响。     

燃气发生器喷注器内氧腔三维流动分析

采用计算流体力学方法数值模拟了某型液体火箭发动机燃气发生器氧腔内部流动,详细分析了氧腔内部的三维流动特性。从压力分布等方面分析了造成喷嘴流量分布不均匀的原因,并据此对发生器结构进行了改进,结果表明喷嘴流量分配均匀性得到了明显改善。     

大推力氢氧发动机高模试验补氧燃烧过程仿真

为了研究液体火箭发动机试验富燃燃气安全处理方法,确保发动机试验过程的安全,通过对未来大推力氢氧发动机高模试验关键参数设计,确定富氢燃气补氧燃烧方案,并在此基础上建立大推力氢氧发动机高模试验富氢燃气补氧燃烧仿真模型,对补氧燃烧过程进行仿真研究,研究补氧流量和液氧喷注角度对燃烧过程及高模系统的影响,以验证补氧燃烧方案的可行性。仿真结果表明补氧补燃方案可以安全处理发动机燃气中的富氢,保证高模试验安全。并且补氧量越大,燃烧长度越小,热防护难度增加;补氧喷注角度增加对氢燃尽长度影响不大,但使设备热防护难度增大。     

液氧/煤油发动机涡轮吹风用燃气发生器研制

简要介绍了用于液氧/煤油发动机涡轮吹风试验系统的燃气发生器的研制,通过对该燃气发生器的工作原理、参数等的分析、计算,确定了该燃气发生器的结构,进行了喷嘴流量、雾化试验和发生器的热调试,满足了试验系统的最大流量要求,为液氧/煤油发动机涡轮泵的研制提供了保障,表明该燃气发生器的研制是成功的.     

固体火箭发动机药柱裂纹腔内三维流场瞬态特性分析

以固体发动机药柱内存在的楔形裂纹为研究对象,采用三维流场控制方程,应用有限体积法计算了发动机点火启动阶段裂纹腔内的对流燃烧过程。在裂纹腔侧壁被点燃前,裂纹腔内的燃气压力基本呈均匀分布,且约等于燃烧室燃气压力;在裂纹腔侧壁被点燃后,燃气压力逐渐呈现出上部低、下部高的分布,且腔内平均压力远高于燃烧室内燃气压力;裂纹腔侧壁开口边缘处的推进剂首先达到点火温度开始燃烧,燃面迅速向内推进,燃气以非常高的速度向外流出裂纹腔。     

液氧／丙烷燃气发生器试验研究

介绍液氧/丙烷为工质的燃气发生器试验研究的方案和结果.着重讨论该燃气发生器在压低混合比条件下点火、起动、积炭及性能等问题.试验证明,液氧/丙烷燃气发生器在较宽的混合比范围内能稳定地工作,积炭轻微.通过试验掌握了液氧/丙烷推进剂点火、起动技术,并获得了性能数据.为新型发动机的论证提供了依据.     

固体火箭冲压发动机二次燃烧试验研究

针对某工程论证需求,分别采用缩比和全尺寸固体火箭冲压发动机,利用地面直连试验系统,开展了壅塞式固体火箭冲压发动机试验研究,采用燃烧效率和试验比冲作为评价指标,对比分析了燃气发生器进气方式与喷嘴结构、空燃比、燃气流驻留时间、尺寸效应等因素对发动机二次燃烧性能的影响。结果表明,设计的一次进气发动机能够实现高效燃烧;在测试范围内,空燃比增大发动机燃烧效率降低;延长燃气驻留时间,提高了发动机二次燃烧性能。     

燃气发生器固定连接结构可靠性改进设计

为满足某火箭发动机燃气发生器固定连接结构长期贮存和长时间高温环境下可靠工作的要求,在保证原固定连接结构形式不变的前提条件下提出了改进设计方案。新的方案采用不锈耐酸钢和高温合金钢替换原普通碳钢,同时采用了新的焊接工艺方法。为了验证新卡箍连接强度和动态特性,进行了模态分析和动应力/动应变理论计算、强度破坏和振动试验。最后通过地面热试车和飞行试验对改进设计方案进行了验证,结果表明新的卡箍提高了结构连接可靠性,完全满足发动机使用要求。     

液氧/甲烷燃气发生器试验研究

为了研究液氧/甲烷的点火和燃烧特性,进行了液氧/甲烷燃气发生器热试验研究。介绍了液氧/甲烷燃气发生器热试验的试验装置、试验方案和试验情况,分析了试验结果。试验结果表明燃气发生器设计方案和点火方案可行,点火品质较好,能够在较宽的工作条件下稳定工作,燃烧组织合理,燃烧品质良好,温度均匀性较好,积碳轻微。     

过氧化氢分解后燃气喷注压降对发生器非正常熄火的影响

通过试验和数值仿真分析了过氧化氢催化分解后燃气通过同轴喷嘴的喷注压降对过氧化氢/低浓度酒精燃气发生器非正常熄火的影响。研究表明：燃气喷注压降或喷注速度是影响发生器正常工作的重要因素,当燃气喷注压降为1.0MPa时,喷注速度过大,火焰无法在燃烧室内稳定,造成熄火;而当燃气喷注压降为0.2MPa后,喷注速度降低,火焰稳定并维持正常燃烧。     

航空航天用高频高压正弦压力发生器的设计仿真

研制高频高压正弦压力发生器,测试航空航天用压力传感器在高频高压工况下的动态性能是确保发动机优化测试和控制系统有效的关键。为解决现有平面扫掠型正弦压力发生器存在频率和压力受限的问题,提出了一种径向活塞式正弦压力发生器的原理及结构设计,并进一步基于任意拉格朗日欧拉法进行数值仿真,计算其正弦信号在不同压力和不同工作频率下的动静幅值比与失真度,以及优化压力传感器的安装位置。结果表明:设计的径向活塞式正弦压力发生器应确保0.2～8.0 MPa的工作压力和200～10 000 Hz的正弦压力工作频率,正弦压力动静幅值比优于20%,可应用于航空发动机、汽轮机等领域的动态测试。     

径流式涡轮在膨胀循环发动机氢涡轮泵中的应用

为满足膨胀循环液体火箭发动机高性能和高可靠的研制要求,在氢涡轮泵方案的选择上采用了径流式氢涡轮方案。通过一维热力和三维结构设计,初步验证了径流式氢涡轮应用可行性。借助于CFD分析软件,完成了该涡轮设计工况全三维粘性数值模拟,证明性能满足指标要求。通过强度优化设计和轴向力平衡两方面研究,突破了涡轮泵应用的两大技术难点。结合该涡轮介质试验及发动机热试车考核情况,得出径流式涡轮能够应用于膨胀循环发动机氢涡轮泵的结论。     

太阳电池阵布局对微小卫星结构特性影响

通过对比某型号微小卫星两种体装式太阳电池阵布局及连接方式,从结构响应灵敏度的角度分析了结构的阻尼对整星顶板太阳敏感器测点加速度响应的影响程度。同时对两种方案整星的正弦振动试验结果对比分析,结果显示:减少侧板固定连接点且增加电池片数量的方案使其顶板部分测点响应超出了设备试验条件,且比初始设计方案测点的响应高出了27.1%,纵向和横向一阶频率均有不同程度的降低。因此,从结构特性的角度来看,初始设计方案更为合理。     

相敏信号解调电路设计分析

根据遥测相敏信号特点 ,介绍两款实用解调方案。结合实例详细讨论相控同步解调电路的原理及设计思路。首次提供三阶有源低通滤波器参数优化设计的阻容最佳组合。采用“三取二”表决的冗余设计有效地提高了遥测参数的可靠性。用一组实测数据验证电路设计的合理性。     

寿命型产品定数截尾可靠性鉴定试验方案

寿命型产品定数截尾试验方案的研究较少。首先从理论上证明了寿命服从指数分布的产品,无论对定数截尾试验中的故障产品是否用新产品替换,其鉴定试验方案的设计公式完全相同。之后推导出了同时能满足检验上限、检验下限、生产方风险、使用方风险要求的定数截尾鉴定试验方案设计公式,并用GB 5080.7中的数据验证其正确性。给出了指数寿命型产品定数截尾试验中的接收概率公式,并推论出同一产品在不同试验方案的鉴定结果可能完全相反。最后,建议在鉴定试验前尽可能知晓产品的可靠性水平,从而可有目的选择或设计试验方案,以求产品高概率通过鉴定试验。     

水冲压发动机原理性试验技术研究

从水冲压发动机的工作机理出发,提出了适合开展发动机原理性研究的燃气发生器式水冲压发动机的工作原理。结合铝镁贫氧推进剂、水冲压发动机试验测试系统设计等研究,完成了燃气发生器式水冲压原理性试验研究工作,获得了该工作形式下铝镁推进剂的燃烧性能,成功验证了水冲压发动机的工作原理可行性,为后续开展水冲压发动机的性能研究提供了丰富的试验数据。     

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。