再生冷却氢氧推力室传热计算方法研究与优化

推力室传热计算对液体火箭发动机的研制非常关键,然而传统的再生冷却传热计算模型在针对氢氧火箭发动机时存在较大的误差。通过对推力室燃烧与流动过程的分析,并结合部件传热试验数据,考虑到雾化蒸发过程、燃气雷诺数大小以及普朗特数拟合公式计算偏差等因素的影响,提出改进的再生冷却传热计算模型。分别使用这两种模型对某型氢氧发动机推力室在不同工况下的传热过程开展计算,并与试车试验结果进行对比,发现改进的再生冷却传热模型具有更高的计算准确度和更好的针对不同工况的适用性。     

铬/镍镀层对甲烷发动机推力室再生冷却换热影响研究

采用三维整场求解的方法,对某甲烷发动机推力室身部进行流动/传热耦合计算,研究了内壁燃气侧铬/镍镀层对甲烷再生冷却身部换热的影响。研究结果表明,气壁镀铬/镍可以有效保护推力室喉部,降低室壁温度,当敷设0.05 mm镍镀层时,喉部壁温可降低24.4%,最大热流密度可减小20%;敷设0.05 mm铬镀层时,喉部壁温降低约23%,热流密度减小18.7%;气壁镀镍的热防护效果优于气壁镀铬,且镍镀层厚度越大,气壁温和液壁温降低越多,防护效果越好。     

推力室气动加热及结构传热耦合分析

采用再生冷却技术的推力室具有能量利用率高等的优点,但在高超声速流动中,非工作状态下的气动加热作用会对内部推进剂造成影响,是结构设计中必须考虑的环节.通过仿真手段探讨的侧向放置的推力室在无喷流状态下的气动加热及结构传热问题,时该类推力室适用范围的拓展有着重要意义.     

发动机推力室燃烧及传热耦合仿真

为了研究推力室工作时内部物理场特点,以某推力室试验件为研究对象,采用独立计算,边界耦合的仿真思想,对推力室的燃烧和传热过程进行仿真,当相邻两次温度误差在1%之内时认为仿真收敛。分析发现推力室壁面在喉部达到最高温度;由于流动通道中冷却剂的流量不同,推力室壁面周向温度分布不均匀;受流动通道横截面积的影响,冷却剂的流速变化剧烈。     

氢氧发动机再生冷却喷管传热仿真与试验研究

大推力液体火箭发动机推力室室压高、热流大,因此冷却结构设计是推力室和喷管延伸段设计的主要内容。基于氢氧发动机再生冷却喷管延伸段,采用数值仿真方法对其试验件传热性能进行流热耦合计算,并与试验结果进行对比分析。研究结果表明：三维流热耦合仿真计算结果与试验值吻合较好;传统一维传热计算所得的温升及热流偏高,计算结果存在一定误差。研究结果可为后续一维传热计算程序修正及再生冷却喷管传热结构设计提供参考。     

液氧/甲烷膨胀循环发动机启动过程研究

针对某型氢氧膨胀循环发动机直接换甲烷技术可行性进行研究。在氢氧膨胀循环发动机系统构成的基础上,通过启动仿真计算分析液氧/甲烷膨胀循环发动机上的启动特性,确定试验方案,进行点火试验。依据试车数据,进行比较分析,对仿真模型进行修正,为后续液氧/甲烷膨胀循环发动机的研究奠定理论基础。     

深宽比对氢氧推力室冷却通道传热特性的影响

为了研究液氢冷却的不同深宽比冷却通道结构的传热特性,设计了深宽比分别为15、9.6、6.7和3的4种冷却通道沿圆周均布的分区并联组合式传热试验装置,采取了肋条测温模块以测量肋条不同深度的温度分布,开展了不同室压和混合比的气氢与液氧燃烧环境下液氢的传热特性试验.试验室压为6～7.4 MPa,混合比为5.5～7.2.试验结果表明:高深宽比冷却通道换热面积增大,肋条效应更高,换热能力增强;深宽比越大肋条温度分层现象越明显,肋温沿径向逐渐增加;随着冷却通道深宽比增加,冷却剂温升逐渐增加,传热效果增强,但冷却剂流阻先减小后增大.     

液氧/甲烷/氢三组元推进剂助推发动机设计方案

本丈讨论的是液氧/甲烷/氢三组元助推发动机的设计方案。发动机中采用液氢,可以消除或大大减少由设计高压、重复使用的烃助推发动机而带来的风险。     

国外典型大推力氢氧发动机推力室技术方案综述

为了获取大推力氢氧发动机推力室设计的相关准则和经验,通过对比分析国外典型大推力氢氧发动机推力室的技术方案,总结了喷注器、主燃烧室和喷管延伸段等组合件关键设计参数和结构方案的选择规律,以及工艺方法和材料应用的发展趋势,可为中国未来200 t级大推力氢氧发动机推力室方案的确定提供相应的设计参考。     

液体火箭发动机喷雾液滴内部流动及传热数值模拟

液体火箭发动机喷雾液滴在表面剪切力的作用下形成内部环流,影响液滴内部传热特性,进而影响喷雾蒸发燃烧过程.将一种基于光滑压力修正的非交错网格sIMPLE算法推广到一般曲线坐标系,并对液滴表面特殊边界条件进行数值处理,然后采用代数法生成正交贴体结构网格,求解气相及液相轴对称不可压流动控制方程,得到运动液滴内部稳态流场及其温...     

大推力液氧煤油补燃发动机高频燃烧不稳定性的控制方法

针对大推力液氧煤油补燃发动机高频燃烧不稳定性问题,讨论了气液同轴式喷嘴、隔板和整流栅等主要控制方法及其控制机理.对喷注单元和隔板进行了声学实验,获得了气喷嘴长度、节流直径以及隔板高度、间隙等结构参数对燃烧室声学特性的影响规律.研究表明,合理设计气液喷嘴和隔板可有效控制高频燃烧不稳定性;对未来重型运载大推力补燃火箭发动机...     

氢氧推力室喷管超声速气膜冷却参数研究

某型氢氧推力室喷管延伸段采用超声速气膜冷却,在面积比35处引入涡轮排气作为冷却气体。通过采用数值模拟的方法,研究了唇高、吹风比、冷却剂流量和静压比等参数对气膜冷却效果和比冲的影响。结果表明:随着唇高的增大,推力室的比冲和推力略微降低,而冷却效率和壁温几乎不变;在主射流压力匹配且射流量一定的条件下,吹风比增大可以轻微地提高气膜冷却效果和发动机比冲;在压力匹配且吹风比一定的条件下,射流量增加可以提高气膜冷却效果;在射流量一定的条件下,主射流压力匹配时,气膜冷却效果最佳,发动机比冲最高。     

未来大推力氢氧发动机方案初步探讨

针对未来运载器对动力系统的需求,提出中国下一代大推力氢氧发动机的发展设想,对发动机系统方案、性能参数、动态特性和可靠性等方面进行了初步设计和分析比较。结果表明,所选择的发动机系统方案的可靠性、经济性和系统性能符合未来大推力氢氧发动机的技术发展趋势。     

碳纤维增强复合材料在国外液体火箭发动机上的应用

简要介绍了碳纤维增强复合材料在国外液体火箭发动机上的应用。碳纤维增强复合材料在火箭发动机上主要用作推力室喷管材料，一是用作固定的喷管延伸段，二是用作可移动的喷管延伸段(可延伸喷管)。除此之外，小推力室也可整体用这种材料制造。     

液氧煤油火箭发动机不稳定燃烧过程的数值分析

采用欧拉-拉格朗日方法对液氧煤油发动机燃烧室内的两相燃烧过程进行数值模拟,在验证模型可靠性基础上,分析无隔板工况下自激1阶切向高频不稳定性燃烧出现的原因。结果表明:喷嘴间雾化锥发生相互干涉使得推进剂空间分布不均,导致脉动释热,同时燃烧室内无隔板时横向压力波阻尼特性降低,使得燃烧室内出现1阶切向燃烧不稳定性;在不稳定燃烧过程中,压力振荡波形和频率与释热波动的波形和频率产生耦合,耦合程度越高,所含释热波峰峰值数量越少,其振荡幅值也将越大。