50吨级氢氧火箭发动机的设计与研制

系统性地回顾了长征五号运载火箭芯一级50t级氢氧火箭发动机YF-77的设计与研制历程。通过分析氢氧发动机的特点以及国内外氢氧发动机的发展现状,阐述了国内新一代运载火箭研发的技术路线和50t级氢氧火箭发动机的研制背景;对50t级氢氧火箭发动机的总体技术方案及其特点进行了分析与总结,并在此基础上对发动机主要组件的技术方案及其特点开展分析;对发动机热试车情况、可靠性验证情况和故障排除情况进行了分析;对50t级氢氧火箭发动机的研制情况、技术特点进行了总结,并对国内氢氧发动机和液氧/甲烷发动机的发展进行了展望。     

基于混合知识模型和混合推理策略的液体火箭发动机智能故障诊断

以某大型泵压式液体火箭发动机为研究对象，围绕着发动机知识的统一处理、定性定量知识的集成与转化以及基于知识的智能故障诊断推理等技术和难点，研究发展了发动机基于混合知识模型和混合推理策略的智能故障诊断方法，并结合实际热试车数据和故障仿真实例进行了验证。研究结果对设计和实现工程实用的液体火箭发动机故障诊断系统具有重要的参考价值。     

液氧烃类发动机循环系统比较

本文通过理论计算得出两种循环的液氧/烃类发动机参数和性能,计算了混合比、涡轮进口温度、泵效率等参数对发动机性能的影响。利用涡轮功率平衡方程推导出发生器循环的涡轮流量与总流量比和燃烧室压力的关系;分级燃烧循环的燃料泵出口压力与燃烧室压力的关系。最后分析了两种循环的适应范围。     

全流量补燃循环发动机系统的响应特性

以全流量补燃循环氢氧发动机系统为研究对象,对其的动态响应特性进行了研究。建立了描述全流量补燃循环发动机动态特性的非线性数学模型,将免疫策略算法同龙格-库塔法结合起来,提出了求解含有隐式项的常微分方程组的变步长龙格-库塔方法,并应用该方法对全流量补燃循环发动机系统的动态响应特性进行了仿真计算。计算结果表明,当发动机在某一个稳定工况工作时,发动机入口推进剂压强的变化对发动机性能参数的影响不大,发动机的参数都能比较平稳的过渡到一个新的稳定工况;当发动机在短时间内进行小范围的推力调节时,发动机参数的过渡过程的曲线也比较平稳,但是当在短时间内进行大范围推力调节时,参数的过渡过程的曲线振动比较剧烈,因此应当在进行大范围推力调节时,应当对调节时间进行适当延长,或者分级进行推力调节。      

冷却剂不同流动方式对膨胀循环推力室再生冷却换热的影响

为了解液体火箭发动机膨胀循环推力室再生冷却换热特性,对某一参考发动机推力室和另外两种面积比的膨胀循环推力室建立三维计算模型,采用数值模拟的方法,考察冷却剂的温升、冷却通道压降以及推力室内壁面温度和热流密度的分布情况.重点比较了不同燃烧室圆柱段长度、冷却剂不同流动方式以及不同面积比对以上结果的影响.计算过程中采用二阶迎风格式离散控制方程.计算结果表明:采用逆流冷却时,通过加长推力室圆柱段长度使推力室受热面积增加70%后,冷却剂温升提高了一倍左右;对膨胀循环推力室进行再生冷却时,采用顺流冷却要比逆流冷却的冷却通道压降低,但同时冷却剂温升也较低,并且对喉部壁面的冷却效果较差.     

冷却环带喷注结构对煤油超临界液膜的影响研究

针对液氧/煤油补燃发动机液膜冷却过程,建立了超临界条件下的液膜冷却模型,分析了冷却环带喷注结构对局部流动和冷却效果的影响.在超临界条件下,煤油和周围燃气为同种流体,用同一组方程来描述其流动与传热过程,对3种典型冷却环喷注结构的流动进行了数值模拟.结果表明:冷却环带的出口角度、台阶结构和喷射角对局部流动和传热有显著影响,出口角度小于90°的台阶式结构可减小局部回流从而有利于推力室的热防护.      

透射式水工质的高耦合效率激光推进模式

为了提高激光推进的耦合效率,防止光学器件污染,提出了透射式液体工质的激光推进模式。在这种推进模式中,Nd:YAG固体激光器中产生的450 mJ,7 ns激光穿过透明的玻璃基底后,与燃烧室中的液体推进剂相互作用,产生的等离子体在玻璃基底、燃烧室和液体推进剂的约束下膨胀,产生很高效率的动量转换,使靶获得初速度。纯水和黑墨水分别被用作推进剂,通过比较实验结果发现,在这种模式中墨水比水更适合做推进剂。通过改变燃烧室的长度和孔径,得到的耦合系数的最大值为17 858.3 N/MW。     

液体火箭发动机诱导轮空化热力学效应研究

为了研究空化热力学效应,以模型诱导轮为研究对象,改变流量、水温等条件,对其内部空化流动进行了可视化实验研究,完整记录了从空化初生至性能断裂点各工况的空化区形态。结果表明:温度对诱导轮无空化水力性能没有显著影响,但是高温下诱导轮的空化性能断裂点被显著延后,体现了热力学效应的影响。对比不同温度下的空化区形态,发现热力学效应的强弱与流动工况密切相关,在小空化数下体现得更为显著。同时引入一种半经验的理论模型预测热效应对空化性能的影响,小流量(Φ=0.071)下预测结果与实验结果平均偏差为5.5%,大流量(Φ=0.088)下平均偏差为10.8%,验证了模型在本文应用条件下的可靠性。     

基于传热反问题方法的N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室热流测量研究

测量液体火箭发动机的热载荷是获取燃烧室内部信息的重要方法。为了获取N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室内壁的热载荷,建立了液体火箭发动机的热流计算的反问题方法,该方法基于对燃烧室壁面温度场的直接求解,通过对轴向多个位置测量温度的反演计算得到燃烧室内壁热流和温度。研究表明:应用文中建立的传热反问题方法能够较为准确地获得热流随时间及空间的分布;热电偶的位置对计算准确性有明显的影响,与理论深度偏差在0.2mm以内的随机深度偏差可导致超过4%热流反演误差;N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室热流及温度沿轴向逐渐降低,表明燃烧室内的反应释热过程主要在燃烧室头部附近发生。     

环下润滑结构对径向收油环收油效率影响的数值计算研究

为研究环下供油润滑系统中的流动过程和收油环收油效率的影响因素及其影响规律,基于VOF(Volume of fluid)两相流模型和滑移网格模型的数值计算方法,建立了环下润滑系统内部流场的计算模型。通过数值计算,获得了收油环的收油效率并验证了数值计算结果的有效性,分析和探讨了不同结构参数对收油效率的影响。计算结果表明:利用本文数值计算方法得到的收油效率和流动现象与已有实验和数值计算结果均一致;供油喷嘴角度和收油环外径均主要影响滑油射流冲击收油叶片的飞溅量和收油叶片切割滑油量,收油效率取决于二者的相对大小,θ=0°,θ=9°和r0=2mm,r0=6mm时收油效率取极大值;收油叶片数量和供油喷嘴与收油叶片间距离分别影响收油叶片切割滑油射流的时间间隔和滑油射流在到达收油叶片前的流动,不影响滑油射流冲击收油叶片的飞溅量和收油叶片切割滑油射流的量,对收油效率的影响较小。