可重复使用火箭发动机再生冷却槽失效分析

完成了可重复使用液体火箭发动机推力室再生冷却槽热力循环载荷下的蠕变非弹性热结构分析,对比研究了各向同性硬化和随动硬化定律对冷却槽结构分析的影响,并在多循环结构场基础上分析了冷却槽"狗窝"失效过程.结果表明可以通过选取热传导率差别小的内外壁材料、优化几何结构改善温度场及结构场;各向同性和随动硬化结构曲线变化趋势相似,但塑性应变有较大差别,残余应变相差约0.06%;多循环加载中每个循环的结构曲线形状相似并不断右移,硬化效应明显,低周疲劳损伤和蠕变损伤分别取决于循环载荷下的应变和应力值.     

钟型喷管10N推力器冷流羽流气动力试验研究

基于北航最新落成的中俄航天合作项目-真空羽流效应试验系统,结合空间站羽流效应试验研究的工程任务需求,成功地开展了10N钟型推力器羽流撞击平板的气动力试验研究.介绍了气动力试验平台的研制情况,包括真空舱及泵组系统、工质供应系统、数据采集及控制系统、羽流气动力测量装置等.为了接近工程实际,试验采用了真实推力器的钟型喷管,给出了10N钟型推力器羽流气动力试验的方案和3种不同位置下氮气冷流撞击平板的压强分布,研究工作对姿控推力器的气动力研究具有重要的参考价值和指导意义.     

基于RLV飞行过程的氢氧发动机参数设计模型

为了考察氢氧发动机参数选择对可重复使用运载器性能的影响,基于氢氧发动机参数建立了可重复使用运载器入轨飞行过程的计算模型,包括运载器运动方程、飞行控制条件和质量模型,研究了发动机混合比对运载器飞行参数和运载器质量的影响规律.在运载器总质量恒定的情况下,随着发动机混合比由4增大到14,推进剂质量和发动机质量先减小后增大,储箱质量减小,三者的综合效果使得有效载荷质量先增大后减小.      

冲压发动机燃烧室燃料喷射的简化计算方法研究

为了采用二维/轴对称模型来研究喷射的三维问题,拓展该模型的适用范围,从而缩短数值模拟的周期,提出了一种针对流动通道内燃料喷射作用的简化模型,即采用源项加质来近似代替喷射的质量添加。为验证这种简化方法的可行性,进行了二维模型源项加质模拟垂直喷射的对比性计算,并且和三维模型计算结果及文献中的实验结果进行了对照,验证了此种处理方法的可靠性。运用以上简化模型,对某冲压发动机进气道及燃烧室内通道处的流场,采用五组元单步反应模型进行了数值模拟,得到了各主要气动参数及组分质量分数的分布。同时,研究了燃料喷射质量流量变化对于发动机工作状态的影响并探讨了亚燃冲压发动机进气道和燃烧室匹配方面的问题。通过以上的计算,表明采用源项加质处理,二维及轴对称模型,具有较好的时效性及足够的计算精度,适合在型面设计阶段进行使用,并容易在工程应用中实现,是一种值得推荐的简化处理方法。     

背景压强对电推进羽流场影响的数值模拟

真空舱内背景压强是电推力器地面试验过程中影响工作性能评估和羽流场参数诊断的重要参数。针对LIPS-200型离子推力器羽流场参数的数值仿真中采用的背景压强建立方法进行了仿真分析。仿真中采用混合粒子网格(PIC)方法和直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法处理羽流场中等离子体运动和粒子间碰撞,分别采用虚拟粒子和计算粒子建立压强的方式,对电推进羽流场进行了数值模拟,并与绝对真空环境进行对比分析。结果表明:背景压强的存在导致中性粒子和电荷交换离子数密度较绝对真空环境高1个量级以上。虚拟粒子可大幅提高计算效率,获得的流场中电荷交换离子分布与计算粒子结果相近,但中性粒子分布相差较大,虚拟粒子无法表征壁面及真空泵的影响。      

超燃冲压发动机二维进气道优化设计方法研究

建立了超燃冲压发动机二维进气道的优化设计模型，运用优化设计方法对三楔角外压和二楔角内压的混压式进气道进行不同约束条件下的一维优化设计。运用数值方法对进气道的优化设计进行了二维验算，验证了优化设计模型及设计方法的正确性。在此基础上将数值计算方法应用于进气道的二维优化设计，进一步提高了进气道的性能。该方法可进一步推广应用于包含三维、真实气体流动的进气道优化设计当中。     

固体火箭冲压发动机燃烧室热防护层烧蚀计算

为了研究冲压发动机燃烧室的热防护性能，用类比法计算了整体式固体火箭冲压发动机燃烧室壁面的烧蚀，其中考虑了热解气流对烧蚀的影响，并将国外有关固体火箭发动机喷管烧蚀计算时所用经验参数（指前因子）通过换算转换到冲压发动机燃烧室烧蚀计算中，计算结果符合物理规律，并与试验结果符合较好，该项研究为冲压发动机燃烧室热防护层的设计提供了有效的分析手段。     

某型发动机喷管的多学科设计优化

以某型发动机喷管为研究对象，在iSIGHT软件平台上利用单级优化算法对其进行多学科设计优化，目标为权衡喷管推力和质量的综合改善。采用了较为稳健的组合优化策略，依次进行试验设计、全局探索和局部寻优。优化目标函数是通过对多个优化目标的线性加权平均获得的。改进的计算结果表明了MDO在喷管设计中的可行性和实用性。     

羽流问题研究概况

概要介绍了羽流研究的目的和意义，羽流研究的方法及国内外羽流研究的现状，阐明了用数值模拟的方法研究羽流问题的必要性和迫切性。     

固液火箭发动机试验瞬时燃速分析方法

介绍了一种用于固液火箭发动机试验的瞬时燃速分析方法,运用该方法对H2O2/HTPB固液火箭发动机单室双推力长时间热试车试验进行燃速分析,拟合得到该工况下的燃速公式为r=1.847×10-2G0o.7304。根据燃速公式等计算结果对一次发动机试验进行了预估,计算得到的预估内弹道性能曲线与试验结果吻合较好,验证了该瞬时燃速分析方法的可行性,为发动机工作时间较长、氧化剂流率变化较大时的燃速分析提供了一种途径。