补燃循环发动机起动过程涡轮功率控制

分析了采用富氧燃气发生器的补燃循环发动机起动过程中涡轮功率的控制方法,指出起动过程中涡轮功率的主要控制参数为发生器温度和涡轮压比。起动过程中发生器温度的控制依靠选择合适的流量调节器起动流量、转级时间和转级速率来实现。起动过程中涡轮压比的控制需要控制推力室的建压时间和建压幅度,这需要选择合适的推力室燃料主阀打开时间、燃料节流阀转大流量的时间。通过数值仿真,分析了上述控制方法对发动机起动过程的影响机理。     

基于模糊推理的液体火箭发动机推力室减损控制研究

在建立液体火箭发动机动力学模型、推力室冷却夹套隔片结构模型和材料损伤模型的基础上,利用模糊逻辑推理知识设计了模糊推理机,构建了模糊减损控制系统这一有机整体。通过仿真计算,在火箭发动机工作100s期间,推力室喷管冷却夹套隔片有一定变形的情况下,研究了其损伤演化过程及损伤分布。     

对全流量补燃循环发动机系统的研究与分析

论述了全流量补燃循环氢氧发动机的工作过程,并给出了基于这种循环方式的发动机的系统简图。根据现有的氢氧发动机的研制现状,针对全流量补燃发动机进行了系统参数的平衡计算。从这种循环方式的工作机理出发,结合参数计算得到的结果对这种循环方式的发动机的先进性进行了讨论。认为这种循环方式的氢氧发动机可以具有更高的可靠性,以及能够获得更高的性能,能够满足人们现在对高可靠性,低成本,可重复使用的液体火箭发动机的要求。      

氢/氧气-气燃烧与气-液燃烧特性对比研究

对氢/氧气-气和气-液同轴剪切式单喷注器进行了燃烧流动的仿真研究.采用带化学反应的湍流Navier-Stokes方程和颗粒轨道模型描述发动机内部喷雾两相燃烧流动过程,气相化学反应速率都由Ar-rhenius公式计算.对典型气-气燃烧和气-液燃烧仿真结果进行了比较,结果表明气-气燃烧完成长度相对气-液燃烧更长;并进行了同轴喷注器关键参数对两种燃烧流场的影响的仿真和分析比较,得到喷注流量和动量比均为影响两类型喷注器燃烧流场的关键因素,且这两因素对燃烧完成长度的影响趋势是完全相同的,而喷注速度对两类型喷注器燃烧流场影响程度都较小.      

出流方式对阵列冲击换热的影响

采用瞬态液晶技术测量了阵列冲击靶面的局部传热系数.获得了冲击雷诺数为5 000,10 000,15 000,20 000,25 000时三种不同出流方式时的靶面传热系数分布规律.结果表明:双侧出流时,靶面的平均传热系数比单侧出流要高;不同方式的单侧出流,由于产生的横流强弱作用不同,所以靶面的平均传热系数也有所不同.不同出流方式时,靶面的局部传热系数均随冲击雷诺数的升高而升高.      

弹道导弹总体参数的混合遗传算法全局优化

液体火箭发动机推进弹道式导弹总体设计参数的全局最优化问题是亟待解决的计算问题。遗传算法具有全局搜索能力强、鲁棒性强、适于并行处理的特点,而Powell算法具有很好的求解局部最优解的能力。将两种方法进行有效改进后使之相结合,设计出并行全局最优化混合遗传算法。并以此为基础,建立了液体火箭发动机推进弹道式导弹总体优化设计模型。以液体火箭发动机推进弹道式导弹的起飞质量最小为目标,对液体推进剂弹道式导弹设计参数进行了优化设计。数值优化结果表明:该混合算法提高了搜索全局最优解的速度,优化精度高,且避免了初值敏感、病态梯度和局部收敛等问题,能够搜索到全局最优设计参数。     

Mo-Si材料相组成与热膨胀性能的研究

利用液相反应烧结制备不同配比的Mo-Si复合材料,用X射线分析相组成,扫描电镜观察微观组织形貌,热膨胀仪测不同块体材料的热膨胀系数(CTE).研究结果表明,不同配比烧结体相组成以MoSi2为主,当Si/Mo为2.2:1(at%)时MoSi2基体中仍含有极少量的Mo5Si3相,而Si/Mo为2.3:1时生成纯MoSi2.复合材料的CTE随Mo5Si3相含量的减少而增加,当Si/Mo达到2.3:1时,CTE为最大值(8.16×10-6K-1).     

氢氧全流量补燃循环发动机主要参数优化分析

根据给定的运载任务,建立了氢氧全流量补燃循环发动机的能量特性模型、运载器质量模型和轨道模型,以运载器有效载荷为目标函数,利用枚举法进行了发动机性能参数的优化研究.通过计算,验证了质量模型的准确性,得到了实现单级入轨发动机的最优性能参数,给出了在当前所能达到的燃烧室压强情况下的优化结果,为新一代氢氧全流量补燃循环发动机的研制提供指导.     

Numerical simulation of axial liquid film cooling in rocket combustor

Numerical simulation has been done for liquid film cooling in liquid rocket combustor.Multiple species of axial Navier-Stokes equations have been solved for liquid-film/hot-gas flow field,and k-ε equations have been used for compressible turbulent flow.The results of the model agree well with the results of software FLUENT.The results show that:(1) Liquid film can decrease the wall heat flux and temperature effectively,and the cold border area formed by the film covers the whole combustor and nozzle wall.(2) The turbulent viscosity is higher than the physical viscosity, and its biggest value is in the border area of the convergent area in nozzle.The effect of turbulent flow on the whole simulation field can not be ignored.(3) The mass fraction of kerosene at the film inlet is 1,but it decreases along the nozzle wall and achieves its lowest value at the outlet.However,the mass fraction of kerosene near the wall is the biggest at any axial location.      

火箭发动机燃烧室液膜-再生复合冷却数值仿真

对液体火箭发动机燃烧室液膜-再生复合冷却进行了数值计算,针对液膜-燃气流场区多组分、轴对称Navier-Stokes(N-S)方程和再生冷却区单组分N-S方程进行求解,并使用k-ε方程求解湍流流动.对文献中的某液氧/煤油火箭发动机燃烧室进行了数值模拟,该模型的计算结果能够与文献中的计算结果较好地吻合.计算结果表明:①液膜-再生复合冷却能有效地减少壁面热流密度和降低壁面温度,且其形成的冷气边区覆盖了整个燃烧室及喷管壁面;②再生冷却液入口质量流量越大,复合冷却作用越明显,壁面温度越低;③随再生冷却液质量流量的不同其温升在450~600K之间,且质量流量越大,再生冷却液的温升越小.④壁面煤油的质量分数不断下降,在喷管出口壁面处达到最低值,但含有煤油的区域不断变大.