同轴双剪切气-气喷嘴试验研究

为研究应用于全流量补燃循环发动机的新型结构气-气喷注器,对以气氢和气氧为推进剂的同轴双剪切喷嘴进行试验研究,分析喷嘴不同中心氢流量比例和流量变化对推进剂燃烧效率的影响。结果表明:中心氢流量与外圈氢流量的比例是同轴双剪切喷嘴重要的设计参数。当中心氢流量比例为0.3至0.4之间时,同轴双剪切喷嘴使推进剂高效燃烧;在喷嘴流量相当于航天飞机主发动机单喷嘴8倍的工况下,同轴双剪切喷嘴能使推进剂达到高的燃烧效率。     

气氧/甲烷与气氢/气氧喷注器燃烧特性对比研究

为了获得气氧/甲烷与气氢/气氧两种推进剂组合燃烧特性的异同,将氢/氧气-气啧注器的设计经验用于气氧/甲烷气-气喷注器设计,在同一燃烧室中针对气氧/甲烷与气氢/气氧同轴剪切喷注器燃烧特性开展了数值仿真与试验研究.结果表明:在喷注器设计参数相似的情况下,气氧/甲烷喷注器尺寸与气氢/气氧喷注器尺寸相当;在相同的燃烧室设计压力、结构尺寸,以及两种推进剂组合均完全燃烧的情况下,要产生相同的推力,气氧/甲烷(混合比3.5)推进剂流量约为氢/氧(混合比6.0)推进剂流量的1.27倍,气氧/甲烷燃烧所需燃烧室特征长度约为氢/氧燃烧室特征长度的1.48倍,气氧/甲烷燃烧室壁面热载约为氢/氧燃烧室壁面热载的一半.     

基于正交设计的气-气喷嘴数值模拟

通过应用正交表安排喷嘴的主要参数以进行设计,并对以气氢/气氧为推进剂的同轴剪切喷嘴进行数值模拟.选择燃烧位置为评价喷嘴性能的参数,研究单喷嘴质量流量、氧喷嘴压降、速度比和氧喷嘴出口角度对喷嘴的燃烧位置的影响.通过对数值模拟的结果的极差和方差分析表明:增大流量使推进剂的燃烧位置远离喷注面,流量是对燃烧位置影响程度最大参数;提高速度比使燃烧位置与喷注面距离缩短,而氧压降和氧喷嘴出口角度变化对燃烧位置的影响较小.      

液氧煤油补燃发动机起动过程氧预压泵加速起旋方案研究

为降低液氧煤油补燃发动机起动所需入口压力,需解决起动过程氧预压泵起旋迟缓产生附加阻力导致主泵入口压力过低而发生断裂汽蚀的问题。开展了两种预压泵加速起旋方案研究,分别为已工程应用的液氧涡轮方案和本文提出的氦起动涡轮方案。对比介绍了两种方案对发动机气液系统和预压泵结构的影响。建立了预压泵加速起旋相关的数学模型,针对加速起旋机理、效果和影响因素等进行了仿真分析。结果表明:液氧涡轮方案,预压泵结构变化较小,为提升加速起旋效果,涡轮供应路应尽量增大通径、缩短长度,降低动态流阻和静态流阻,涡轮喷嘴流通面积则需根据其对涡轮流量和压降的综合影响来选择。氦起动涡轮方案,预压泵结构和流路变化较大,起动涡轮速比和效率是降低氦气用量的限制性因素。     

氧压降对气-气喷注器燃烧过程的影响

开展气氢/气氧为推进剂的同轴剪切喷注器的热式试验研究.通过测量燃烧室压力和燃烧室壁面温度,研究在速度比一定的条件下,氧喷嘴压降变化对燃烧位置和燃烧效率的影响.研究结果显示氧压降变小使推进剂的燃烧效率提高,喷注压降变化对气-气推进剂的燃烧位置影响很小;气-气喷注器的设计可以选取小的氧喷注压降.     

气氧／甲烷同轴剪切喷注器燃烧特性数值模拟

对以气氧／甲烷为推进剂的同轴剪切喷注器进行了数值模拟,研究了喷注器设计参数对推进剂掺混燃烧、燃烧室壁面和喷注面板热载的影响。研究结果表明：氧喷注速度增大不利于推进剂的掺混燃烧,降低了燃烧效率,增大了燃烧室壁面和喷注面板的热载：动量比增大提高了推进剂的燃烧效率,缩短了燃烧距离,但增大了燃烧室壁面和喷注面板的热载;中心氧喷嘴管壁厚和氧喷嘴管的缩进,对燃烧效率有影响,但两者对燃烧室壁面和喷注面板热载影响不明显;对燃烧效率而言,特定情况下氧喷嘴缩进存在一最佳值。     

气氢/气氧富燃预燃室设计与试验

为获得点火可靠、燃气温度均匀性较好的气氢/气氧全流量补燃循环发动机富燃预燃室,开展了其结构方案设计、燃烧流场仿真和试验研究.结构方案分别为同轴双剪切单喷嘴、同轴剪切多喷嘴和分区燃烧.仿真结果表明,同轴双剪切单喷嘴方案能使燃气温度在较短的预燃室长度内达到较好的均匀性.试验结果表明,同轴双剪切喷嘴方案具有良好的点火可靠性和燃气温度均匀性,并且能在较广的流量范围内维持良好的燃气均匀性.      

多喷嘴大流量气 -气喷注器设计与试验

在大流量气-气喷注器单喷嘴工况研究的基础上,为研究其在具有单元交互作用的多喷嘴工况下的燃烧特性,设计了多喷嘴推力室.喷注单元为剪切混合式单元,并具有高氢/氧速度比和氧喷嘴扩口设计,采用了能够模拟真实发动机工况的7单元同心圆排布的推力室头部结构,在对喷注单元的排布间距优化设计基础上,开展了热试车试验研究和仿真分析.结果表明所设计的喷注器在多喷嘴工况下燃烧稳定,能够在额定参数设计的燃烧室内,在SSME(space shuttle main engine)主喷注单元流量的3.7倍大流量工况下燃烧效率达到99%以上,并显示出良好的喷注器自身和带来的燃烧室身部热防护特性.      

液体火箭发动机增材制造技术研究进展

针对增材制造技术在国内外液体火箭发动机领域的应用成果和研究现状,分别综述了增材制造在发动机的制造技术和流程、制造工艺标准以及在发动机推力室、涡轮泵、阀门、总装及其他组件和整机中的应用研究,并展望了增材制造技术在液体发动机中的发展方向,指出在液体发动机领域,增材制造应该在应用广度和深度、结合增材制造特点的发动机结构设计方...     

液体火箭发动机数字化仿真平台的设计与实现

液体火箭发动机是一种复杂的设备,测试其健康状况是一项昂贵且耗时的工作,需要进行大量的点火测试。针对液体火箭发动机模型复杂和不易建模等特点,提出了一种模块化建模方法,并以某大型液氧煤油发动机为例,搭建了仿真模型。为提高发动机维护效率和安全水平,设计并搭建了一种高效的实时数字化仿真平台,详细介绍了该仿真平台的硬件结构组成与开发流程,并对该平台操作系统的实时性、链路实时通讯可靠性以及数值方法的实时性进行了测试与分析。通过仿真,获得了该型号液体火箭发动机在不同工况条件下的压力、温度、流量、转速等多种类型参数的变化情况。结果表明,仿真数据与试车数据拟合程度较高,满足平台在软硬件层面的仿真可信度,具有良好的实时性和实用性。