一种液体火箭发动机试验台螺纹拧紧力矩量化控制方法

针对液体火箭发动机试验台工艺装配可靠性提升的需求,提出一种螺纹拧紧力矩量化控制方法。利用非试验和试验环境的力矩值统计与分析,确定液体火箭发动机试验台螺纹拧紧力矩值区间;通过拧紧力矩强度理论计算,验证力矩值区间的合理性;结合试验台螺纹空间位置的具体特点,确定适用不同空间位置的力矩量化控制方法和流程,并在试验中进行了应用。应用结果表明,本文提出的方法可有效提高发动机试验工艺的可靠性。     

大水深火箭发动机尾流场数值模拟

针对火箭发动机在深水环境下工作的燃气射流特性,采用VOF(Volume of Fluids)方法建立了二维轴对称两相数值计算模型,对深水长尾喷管火箭发动机点火初期的过程进行了数值模拟。模拟了长尾喷管喷管燃气射流的气泡的形成、发展及断裂过程,获得了气液两相流场中压强、马赫数、温度等参数的变化规律。计算结果表明,长尾喷管出口出现周期性的压力脉动,气液相互作用过程中形成含涡结构的边界层。水深越大时,环境压力越大,长尾喷管出口的压力、速度波动越大,射流稳定后长尾喷管轴线上的压力、速度保持不变。研究结果可为深水火箭发动机的设计提供参考。     

某弹载天线热管PCM热控装置参数分析

为获得某弹载天线热管PCM复合热控装置的相控阵天线的温控性能,建立了其整机数学模型,并基于DSC测试数据,采用有效热容法对材料的相变过程进行模拟。根据T/R组件安装面的最高温度和储热器内相变材料的相变完成情况,研究了相变材料导热系数和翅片数对整机热控性能的影响。研究发现,使用较高导热系数的相变材料与较多的铜翅片数量有利于提高装置的热控性能,且两参数效益可以互补。最后根据研究获得的综合优选参数,制作了试验样机,验证了参数设置的合理性和可行性。     

“盖亚”的使命

2013年12月19日格林尼治标准时间上午9点12分，欧洲空间局的“盖亚”号探测器在法属圭亚那的库鲁航天中心搭乘俄罗斯的“联盟”号火箭发射升空。“盖亚”号项目耗资20亿英镑（约合32亿美元），任务将持续5年，将对超过10亿颗恒星进行3D测绘。此外，这项任务还将发现数千颗此前未知的天体，获取相关线索以帮助天文学家进一步了解神秘的暗物质和暗能量。科学家称“盖亚”号探测器将让天文学研究发生革命性变化。     

两相流对固体火箭发动机塞式喷管性能的影响

针对固体火箭发动机中气固两相流对塞式喷管性能的影响,利用颗粒轨道模型法计算了环喉型塞式喷管两相流流场,辨识颗粒在流场中的运动轨迹,分析不同粒径颗粒对流场及推力性能的影响。结合传统钟形喷管,比较不同工况下塞式喷管与钟形喷管的推力性能,分析气固两相流对塞式喷管高度补偿特性的影响。结果表明：随着颗粒粒径的增大,颗粒会出现交错式的运动,增加了流场的复杂性;单个颗粒与该截断式塞锥只会发生一次碰撞,且粒径越大,碰撞位置越靠前;单一粒径颗粒带来的推力性能损失与颗粒粒径成正比,与工作压比成反比;真实工作条件下,相比于钟形喷管,气固两相流在设计工况对塞式喷管带来约3%更多的推力效率损失,推力效率最终趋于弱于钟型喷管2.7%,但塞式喷管在低压比工况仍具有可观的性能优势。     

冷却环带结构形态及离心角度对流场的影响

为了优化冷却环带局部喷注结构的型面参数,延长液膜存续寿命,采用广义超临界流体定义方法,对高压液氧煤油火箭发动机推力室第一环带的液膜流动特性进行了数值研究。分析了喷注结构的内边弧度半径和冷却剂的入射离心角度对流线发展、介质分布、湍流动能等的影响。结果表明,受超临界流体物性参数的突变影响,入口上、下游壁面处均会出现涡流效应,阻碍当地对流换热作用,阻断液膜铺展并引起液壁分离现象,加剧气液卷吸掺混;增大内弧半径可扩大液膜有效区域,半径为2.0mm时,有效区占比为59.2%;提高入射离心角可显著减弱涡流效应;2.0mm的内弧半径和84°的入射离心角为最佳工况组合,采用该方案可大幅优化液膜的稳定性和顺滑性。     

预冷型组合循环发动机技术

预冷型组合循环发动机具有工作速域宽、比冲高和推重比大等优点,在未来空天领域有广阔的应用前景。本文首先回顾了LACE、SABRE和ATREX等主要预冷型组合循环发动机的工作原理、技术特点和研究情况,对各型发动机热力循环中面临的难点问题进行了分析。其次,针对发动机预冷器、压气机、涡轮和燃烧室等关键部件,建立了热力循环计算模型,研究了预冷和燃烧对冷却剂的流量需求问题、预冷器与压气机性能参数匹配问题和压气机与涡轮共同工作问题等。结果显示,1.0～2.0倍当量比的氢在马赫数0～4.5速域内能将空气冷却51～476 K,而相同流量的甲烷在马赫数0～4.0速域内仅能将空气冷却24～182 K;熵函数用于表征预冷器和压气机在热势差效应和功热转换过程中的能量损失总和,根据发动机性能需求,在熵函数图上可设计不同的当量比-压比（φ-π_c）协同工作线;涡轮总功率是影响预冷发动机压气机压比的主要原因,与传统涡轮相比,驱动涡轮的工质（冷却剂）流量小,要求涡轮单位功率高,给涡轮设计带来挑战。最后结合评估结果对预冷型组合循环发动机的未来发展提出了一些建议。     

复合材料整流罩减振降噪的动力吸振器设计

运载火箭整流罩的隔声性能设计对内部设备的选型、试验和安全运行至关重要。为改善整流罩内低频声振环境,提高整流罩低频段隔声性能,首先,针对复合材料整流罩结构开展力学等效建模;其次,提出一种基于基变换模态空间内降维理论,解决了考虑多模态耦合的动力吸振器(DVA)设计问题;最后,基于整流罩等效力学模型开展了动力吸振器位置及材料参数的优化设计。针对某型复合材料整流罩开展仿真研究,验证新方法的有效性。结果表明：针对某型质量为1 177.3 kg的整流罩模型,添加总质量为14.6 kg的动力吸振器之后,0～100 Hz频段内声功率级均方根(RMS)值从254.8 dB降至238.8 dB,设计频段内声振响应被有效控制,声振环境得到改善。     

C/C复合材料喷管烧蚀壁面退移流固耦合仿真研究

为了保障固体火箭发动机C/C喷管的可靠性,建立了一套正确反映发动机喷管烧蚀过程的流固耦合计算模型,以实现对喷管烧蚀率的高精度预估。依据热化学烧蚀理论以及喷管内燃气与喷管结构体界面的质量平衡和能量平衡关系,建立并验证了考虑壁面退移的C/C喷管流固耦合方法,实现了燃气流动、异相化学反应、结构体传热三者间的耦合。通过实验发动机喷管的烧蚀计算,论证了模型的正确性,并分析了不同金属铝含量对烧蚀率的影响,计算所得的烧蚀率与实验值最大相对误差为4.3%,与不考虑壁面退移的耦合算法计算结果对比,计算精度最高可提升46%。计算结果表明：C/C喷管在喉部附近烧蚀最为严重;推进剂中Al含量的增加导致燃气中氧化组分浓度降低,进而减少了烧蚀速率,这些结论与C/C喷管烧蚀相关研究结果一致。     

小口径电热化学超高速发射实验研究

在小口径发射装置上进行了以液体发射药为化学工质的电热化学发射实验研究,采用不同的装药结构及装药量改进内弹道性能, 可使弹丸获得超高速。对电能释放与化学能释放过程的合理匹配表明, 等离子体能够增强液体药的燃烧并影响压力变化曲线。通过等离子体射流与液体药装填方式的控制, 如采用环状装药结构, 可以增进等离子体与发射药的相互作用, 提高内弹道性能