近地点变轨发动机高空喷管性能预示研究

对长征－2E火箭近地点变轨发动机EPKM高空喷管的地面性能和高空性能进行了预示。在喷管跨声速区，气相采用显式MacCormack差分格式、颗粒相采用特征线法，而在喷管超声速区采用特征线法，数值求解轴对称二维无粘两相流动模型。结合喷管内的气流分离准则预测发动机地面工作时的性能，同时根据地面试验数据外推发动机的高空性能，与实测性能数据比较，平均推力相对误差约为5.6%和1.5%左右；而直接对发动机高空工作时的满流状态喷管进行数值模拟所得的发动机平均推力与实测性能数据比较相对误差约为1.7％左右。研究表明，所采用的流动模型、气流分离准则和数值方法对高空喷管不同工况下的性能进行工程预示是有效的。     

用于固体火箭发动机总体参数选择的两条曲线

从最小质量的观点出发，分析了合理地选择燃烧室工作压强和喷管膨胀比这两个固体火箭发动机总体参数的问题。用迭代法求解，给出了两条工程上行之有效的曲线──最佳燃烧室工作任强随喷管膨胀比ε的变化曲线和最佳喷管膨胀比ε*随燃烧室工作压强pc的变化曲线。ε*=f2（pc），从而可得到燃烧室压强和喷管膨胀比的最佳选择。     

机械合金化Al－Ti合金的力学性能

采用真空热压及热静液挤压将机械合金化Ａｌ－Ｔｉ合金粉末固结成形。测试了挤压棒材的机械性能，并对材料的微观组织结构进行了分析。结果表明，球磨使钛过饱和地溶解于铝基体中，在热固结成形过程中，以细小弥散分布的Ａｌ３Ｔｉ金属间化合物（约３０ｎｍ）析出。由于Ａｌ３Ｔｉ对晶内位错滑移的阻碍作用，使合金强度提高。合金的晶粒细小（约０．３μｍ），且由于Ａｌ３Ｔｉ对晶界迁移的阻碍作用，晶粒尺寸在４００℃热处理时长大不明显，故Ａｌ３Ｔｉ弥散相具有良好的抗粗化能力，使得Ａｌ－Ｔｉ合金具有较好的热稳定性。     

爆震波点火器在氢氧塞式喷管的工程应用

建立了氢氧爆震波点火器试验系统,并根据试验塞式喷管发动机工作状态要求设计了爆震波点火器。在高空条件下(0.005￣0.002MPa),爆震波点火器供气压力0.3MPa、混合比3左右,对爆震波点火器的点火性能进行了试验,成功实现了高空条件下爆震波点火火炬。在同样高空条件下对爆震波点火器点燃单元塞式喷管试验发动机成功进行了点火试验。试验结果表明,氢氧爆震波点火器能以较低的供气压力实现可靠点火。爆震波点火器在气氢气氧单元塞式喷管试验发动机点火的成功应用,为下一阶段应用于多管塞式喷管发动机的实际点火试验提供了技术基础。     

N2O/C3H8发动机气液同轴离心式喷嘴喷雾性能数值模拟研究

采用数值计算方法对氧化亚氮/丙烷（N2O/C3H8）发动机样机气液同轴离心式喷嘴的喷雾性能进行了研究,得到了环缝外喷嘴气相喷注压降和内喷嘴缩进深度对离心式喷嘴喷雾流场的影响.分析结果表明,较低的气相喷注压降（＜0.3 MPa）会显著的影响液滴在流场中的蒸发速率以及流场流强、混合比、索太尔平均直径（SMD）和n值的分布;气相喷注压降从0.3 MPa增加至0.6 MPa,稳定喷雾流场液滴SMD和n值分别在2.41～1.68,2.03～0.98范围内变化并逐渐减小.内喷嘴缩进深度从0 mm增加至6 mm,稳定喷雾流场液滴的SMD和n值受其影响较小,均分别在1.70～0.94,2.36～0.99范围内波动.喷嘴的最佳燃烧区主要分布在下游轴向位置0.015～0.035m范围内并随着气相喷注压降的升高和内喷嘴缩进深度的增大逐渐靠近喷嘴出口.该设计喷嘴在发动机热试实验中表现出很好的性能.     

二元矢量喷管内外流场数值计算与隐身性分析

针对二元矢量喷管进行了相似性的全三维建模,对二元矢量喷管的流场和温度场进行了数值模拟,并对二元喷管隐身技术进行了分析。     

微阵列射流冲击肋化表面传热特性研究

本文以去离子水为工质,对微阵列射流冲击光滑和肋化表面的传热特性进行了实验研究,并以光滑表面传热性能为基准,讨论了肋化表面强化因子(ε)变化规律。实验结果表明：(1) 浸没和自由射流的传热系数均受无量纲射流距离(H/d)影响;提高射流Re数和减小无量纲孔间距(S/d)都能够增强换热。(2)浸没射流ε受H/d影响大,而自由射流ε基本不受H/d影响;两种射流方式的ε都随Re数增大,且渐趋于一个常数。(3)对流热阻在各种射流情况下均随流量不断下降,但下降趋势逐渐平缓,当流量大到一定时,热阻基本不再降低。     

基于蚁群算法的固体火箭发动机总体参数优化

为建立一种支持连续域、离散域混合变量的优化算法以用于固体火箭发动机总体参数优化,改进了基本蚁群算法,融入"网格划分"、"哑元化"和"变尺度局部搜索"三种策略,以改进算法的寻优性能和使用范围,其中局部搜索算法仍采用蚁群算法。使用了几个较具欺骗性的经典测试函数对改进蚁群算法进行了测试,计算结果表明改进蚁群算法找到全局最优值的概率较大。应用改进蚁群算法对固体火箭发动机总体设计中的两个重要总体参数——燃烧室工作压强和喷管面积比,进行了优化求解,获得了满意结果。诸算例的优化结果表明,该改进蚁群算法具有支持混合变量,全局寻优性能稳定和搜索精度高的优点,对工程优化设计问题具有较好的寻优性能和更强的适用性。     

液氮贮箱常压停放实验与数值仿真

为研究低温推进剂的常压停放过程,设计了可视化液氮贮箱实验系统。实验中研究充填率和环境温度对液氮汽化量的影响,并测量贮箱内流体和贮箱外壁面的温度随时间和位置的变化。实验得出贮箱常压停放过程,相变主要在壁面和气液界面产生,并且气枕区存在温度分层,距出口位置越近温度越高;而液体区温度基本一致,处于饱和状态。贮箱外壁面在轴向的温度分布显著不同,处于液体区壁面温度低。运用分子动力学推导出的Hertz-Knudsen公式作为气液相变的传热传质源项,并据实验测得温度边界条件,采用混合物模型对贮箱常压停放状态进行30 min的数值仿真。仿真得到结果显示体积汽化速率与实验数据的偏差在5%以内,液体区的温度仿真与实验的偏差在0.15 K左右。      

液体姿控发动机76km高空模拟试验系统性能仿真

为研究液体姿控发动机76 km高空模拟试验系统的工作性能,建立了考虑燃气相变的试验系统集中参数动态仿真模型。模型由真空抽气系统、冷凝管束和液氮外流程3个子模型组成。根据燃气、霜、液氮之间的传热和传质过程将各子模型耦合在一起。以四氧化二氮/甲基肼双组元姿控发动机为实例,计算了稳态和脉冲点火试验时系统的工作参数,分析了关键设计参数对其工作性能的影响。结果表明:试验系统能够为最大流量6.4 g/s(推力约16.5 N)的发动机提供脉冲和6×10~4s长程稳态试验环境;在长程稳态试验中,冷凝管束霜层将依次饱和,失去对二氧化碳和水蒸汽的抽吸能力,导致真空舱压力逐渐升高;在脉冲点火试验中,真空舱压力将随发动机工作而脉冲波动,15 ms开关脉冲时的压力波动幅度约70%。研究结果为液体姿控发动机高空模拟试验系统的设计与改进提供了参考。