突变截面燃烧室声腔纵向振荡频率规律分析

将药柱贴壁浇注的固体火箭发动机燃烧室简化为中间管型药两端容腔的形式,建立了突变截面H型声腔的物理模型,求解了此种声腔纵向振频的理论解和有限元解,以对称声腔与非对称声腔为对象,分析了一些关键几何尺寸对纵向声振频率变化的影响规律.计算结果表明,声振频率受装药长度与燃烧室长度的比值、装药内外径比值以及药柱浇注位置的共同影响.从合理的装药装填率考虑,初始振荡频率小于圆柱型声腔的振频,并随燃面退移连续增大.      

磁流体管流准一维模型的数值验证与性能分析

为了快速分析磁流体管流,采用涡轮喷气发动机模型对磁流体管流进行类比分析,引入变截面管流理论和修改过的多变效率表达式,推导了磁流体发电器和加速器的准一维模型,采用二维数值方法验证了准一维模型的可行性,利用该准一维模型对磁流体管流进行了性能分析,结果表明,多变效率的引入使准一维模型更加完整,当负载系数不变时,磁流体装置中的平均马赫数越低,其等熵效率越高。     

高燃温喉栓式变推力固体火箭发动机试验

为研究高燃温推进剂下喉栓式固体火箭发动机推力控制,设计同轴式变推力固体火箭发动机试验系统,以混合式直线步进电机作为喉栓驱动系统,采用组合动密封方式,利用高燃温高压强指数推进剂进行点火试验,实现了燃烧室压强从12.1～2MPa的调节。试验结果发现喉栓头部烧蚀严重,对压强调节影响较大,针对喉栓烧蚀问题提出了减轻烧蚀思路,通过闭环控制方式控制喉栓运动,增加喉栓直径以及合理选择推进剂等可降低喉栓烧蚀,提高压强控制精度。     

热水火箭发动机喷管性能的影响因素

为了更好地了解影响热水火箭发动机喷管性能的因素,分别对不同参数条件下喷管内流场进行数值模拟.重点研究不同初始条件如不同初始压力、初始气体体积分数及过冷度和不同喷管结构如不同扩张比、收敛半角及扩张半角对推力的影响规律,计算结果表明:初始压力越大,推力越大;随着初始气体体积分数增大,推力会有一个先增大后减小的过程;热水火箭发动机内部初始温度越接近于饱和温度,推力越大;随着扩张比的增加,推力会有一个先增大后减小的过程;收敛半角对推力影响不大;扩张半角越大,推力越小.      

台阶和凹腔在固体燃料超燃冲压发动机内自点火性能对比

数值研究了PMMA在固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中的非稳态自点火过程及带台阶或凹腔的燃烧室构型对自点火的影响。数值模型基于求解非定常二维轴对称RANS方程,采用SST k-ε湍流模型,采用有限速率/涡耗散燃烧模型,装药和内流场的耦合传热采用一维导热方程。结果表明,台阶和凹腔火焰稳定器都能实现自点火。带台阶和凹腔的不同燃烧室内自点火过程一致;与采用突扩台阶火焰稳定器相比,凹腔火焰稳定器能够满足更宽的进气条件下的自点火;加入适当长度的凹腔,既可改善点火性能,又可增强总体性能。建议采用凹腔来实现SFSCRJ的自点火。     

固体火箭发动机气动喉部的推力调控特性

为了研究固体火箭发动机气动喉部推力调节的一般规律,利用氮气作为介质对气动喉部喷管进行了冷流实验研究。研究了该种喷管的扼流性能,二次流嘴的面积、个数对其扼流性能的影响以及空腔容积与喷管压强调节时间的关系。掌握了气动喉部喷管的有效喉部面积随流量比变化的一般规律。结果表明,二次流与主流流量比越大,气动喉部面积越小。小的面积比具有更高的扼流性能,而当流量比大于0.4时,面积比对扼流性能无明显影响。空腔体积越小压强调节时间越短。     

离子液体电喷推力器羽流中和特性研究

电推进装置的带电羽流会对航天器产生多种危害,为了降低离子液体电喷推力器带电羽流对航天器产生的潜在安全风险,需要对其进行羽流中和.根据离子液体电喷推力器的羽流自中和特性,提出了时间变化法和空间变化法,并对其进行了实验验证.用时间变化法分析了单推力器的脉冲电压的频率、幅值和占空比对羽流中和特性的影响.以20Hz作为实验的条...     

磁流体能量旁路超燃冲压发动机的混合 和燃烧性能数值研究

为了研究磁流体能量旁路超燃冲压发动机(AJAX)的混合燃烧性能,采用三维数值方法,分别对磁流体发电器作用区和化学反应区进行模拟.在其他条件不变的情况下,改变磁场强度和载荷因子从而改变燃烧室的入口条件,得到不同磁流体条件下的混合效率和燃烧效率.计算结果显示:随着磁场强度的增加和载荷因子的减小,混合效率都提高了,最多提高了11.4%,在热离解不明显的燃烧室前半段,燃烧效率也都有所提高;在燃烧室后半段,不出现热离解时燃烧效率最多提高6.5%,此时磁流体装置的引入可使燃烧室长度缩短25%,可降低飞行器的几何尺寸,减轻飞行器质量;出现热离解时,燃烧效率会有所降低甚至低于无磁流体作用时的情况,因此应尽量避免磁场强度过大或载荷因子过小引起燃烧室入口静温过高造成热离解降低燃烧效率.      

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.      

离子液体电喷微推力器系统设计及性能初步研究

为了研究发射电压和流量对离子液体电喷微推力器性能的影响,设计了一种主动供给型离子液体电喷微推力器,建立了推进剂供给系统、真空系统和飞行时间测试系统,首先对推进剂供给系统进行了流量标定,使用飞行时间法在不同流量和不同发射电压条件下对推力器进行测试,根据飞行时间曲线得出推力器的基本性能。试验证明推力器能够在真空环境中实现正负模式交替发射,得到了推进剂供应系统的流量变化范围和推力器性能随发射电压和流量的变化规律。结果表明该系统推进剂流量供应为100nL/s～500nL/s。发射电流均随发射电压和流量增加而增加,发射电流受发射电压的影响更加显著。推力器推力受发射电压影响较大而比冲受流量影响较大。在实验条件下推力器的推力为112μN～183μN,比冲为250s～315s,效率为77%～90%,表明推力器处于胶体发射模式。