多喷管液体火箭动力系统尾焰辐射特性研究

为研究多喷管液体火箭动力系统尾焰辐射特性,以液氢/液氧和液氧/煤油发动机组成的多喷管动力系统为模型,采用CFD技术对尾焰流场进行计算,利用气体辐射传输方程和大气透过率计算模型对尾焰辐射特性进行计算,结果表明:复燃反应主要发生在尾焰的边界与空气掺混区域,导致尾焰的辐射特性增强;随着飞行高度及观测角的增加,尾焰辐射特性逐渐增强;可视化计算可以有效捕捉到尾焰流场的结构。     

双机并联氢氧火箭发动机尾焰流场特性三维数值仿真研究

以氢氧火箭发动机为模型,采用耦合可实现k-ε湍流模型的N-S方程,对发动机在地面发射阶段双机并联工作状态下的尾焰流场进行数值仿真研究,得到尾焰流场的各项参数分布及其变化规律,与理论分析结果对比,证明了算法的有效性和正确性,为开展多台发动机并联工作下尾焰的撞击和辐射特性等研究奠定了基础。     

复燃对氢氧火箭发动机尾焰流场及辐射特性影响数值研究

为深入研究复燃对氢氧火箭发动机尾焰流场及辐射特性的影响,以氢氧发动机喉部截面参数为入口条件,采用耦合Realizable k-ε湍流模型的三维N-S方程,考虑尾焰复燃反应影响,利用PISO算法求解得到尾焰流场参数。在此基础上,通过气体辐射传输方程和大气透过率计算模型SLG对尾焰辐射特性进行计算,对比复燃反应对尾焰流场及其辐射特性的影响。结果表明,复燃反应对氢氧发动机尾焰流场计算影响较大,使温度场以及燃烧产物的质量分数大幅增加,从而导致尾焰的辐射特性增强,因而在氢氧发动机尾焰流场和辐射计算中,考虑复燃反应是极为必要的。     

某型液体火箭发动机喷注参数与尾焰红外图像特征研究

为了通过某型液体火箭发动机尾焰红外特征监测推力室喷嘴雾化状态,采用多学科仿真技术,耦合蒸发、燃烧和传热过程,建立了三维非稳态推力室蒸发-燃烧-尾焰场一体化仿真模型;采用尾焰图像识别方法,开展液体火箭发动机喷注参数与尾焰红外图像特征之间关系的研究。对比热试车尾焰红外图像特性表明,仿真模拟结果准确可靠。     

固体火箭发动机尾焰注水流场对导流槽排导性能影响研究

为了研究固体火箭发动机尾焰注水流场对导流槽排导通畅性的影响,设计了火箭发动机和导流槽缩比模型并完成了发动机系留点火及注水试验。结果表明：向尾焰注水能够使流入导流槽内混合气体温度降低到原来的1/2,实现对导流槽的热防护;但大量的水蒸气生成并与燃气混合后进入导流槽,影响了导流槽的排导性能。为了解决该问题,建立了在Mixture多相流模型基础上的数值计算模型,在Mixture多相流模型中以源项形式添加液态水与燃气两相流作用过程中的质量和能量转移方程,通过与试验数据对比,验证计算模型具有较高的精度和可靠性,并进一步得出燃气流场和液体流场的相互作用和对导流槽的排导性能的影响。在此基础上分析了发动机喷管数量、导流型面曲线类型对导流槽排导通畅性的影响,为火箭发动机尾焰注水系统工程应用提供参考。     

火箭发动机尾焰红外辐射特性的数值模拟

建立火箭发动机尾焰红外辐射传输的有限体积离散模型,采用逐线积分方法计算气体光谱吸收系数,计算不同组分的尾焰红外辐射特性,得到组分分布对液体火箭发动机尾焰红外辐射特性的影响规律.     

固体火箭尾焰雷达散射截面数值计算

固体火箭含铝复合推进剂含有较多的碱金属杂质,铝与碱金属在推进剂的燃烧过程中发生电离,燃气中存在较多的自由电子,经喷管喷出,形成等离子体尾焰,严重干扰测控信号与箭体之间的信号传输,以4种工况的固体火箭发动机尾焰流场计算结果为基础,建立了尾焰等离子体模型,使用矩量法计算当测控信号电磁波频率小于尾焰等离子体振荡频率时,对应4种工况的火箭雷达散射截面,分析了固体火箭尾焰对不同频率测控信号的干扰影响。结果表明:尾焰的存在增加了目标雷达散射截面,干扰了测控信号的有效传输;随着测控信号电磁波频率的增加,干扰作用减小;随着Al2O3含量增加,干扰作用增加;高空环境相比地面环境,干扰作用减小。     

某型运载火箭发射流场数值模拟

为了更真实地反映发动机尾焰流场的特征,以某型运载火箭为例,对其流场数值进行模拟.运用计算流体力学方法,以3维双喷管发动机为模型,考虑尾焰工况为氢气、一氧化碳、二氧化碳、水蒸气组成的混合气体,对运载火箭的发射流场进行模拟仿真,分析尾焰流的近场激波系结构和参数分布特征等.分析结果表明:混合气体情况下的流场各个参数分布和激波系结构与理论分析结果一致,地面上距离喷管中心1 m位置处受最大压力,大约为0.4 MPa,在两喷管中心温度最高,为2700℃,为后续相关实验测量提供了参考和理论依据.     

某型运载火箭单喷管轴对称模型数值模拟

为了研究某型运载火箭发射流场的特征,采用计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)技术对某型运载火箭飞行5 m工位下的流场进行数值模拟.以3维单喷管发动机为模型,选用标准k-ε湍流模型,同时考虑混合气体,获得发动机尾焰流场,分析尾焰波系结构随时间的变化.计算结果表明:单喷管轴对称模型下的流场各个参数分布、激波系结构与理论分析结果一致,可为后续相关实验测量提供参考和理论依据.     

数值模拟液体火箭尾焰流场和红外辐射特性

为了研究液体火箭尾焰的流场及红外辐射特性,建立了一个相对完整的计算模型,分别使用FLUENT软件和有限体积法(FVM)计算尾焰流场和红外辐射特性,然后使用通用大气辐射传输(CART)软件计算大气透过率,并验证了模型的正确性。利用此模型研究了典型条件下火箭尾焰的流场及红外辐射特性。结果表明,尾焰在垂直于轴线方向的辐射强度最大,并集中在2.5’3.0μm和4.2’4.7μm两个波段,在10km高空大气对2.6’2.9μm和4.1’4.6μm两个波段的辐射吸收较强。     

系统动态仿真技术在高压补燃氢氧发动机研制中的应用

介绍了系统动态仿真技术在我国高压补燃氢氧发动机研制中的应用。简要介绍了用于液体火箭发动机系统动态仿真的数学模型的建立和处理。实践结果表明，将系统动态仿真技术应用于火箭发动机的研制中，达到了完善发动机系统配置、优化发动机系统构成、指导发动机进行冷态试验和制定发动机的启动、关机时序的目的，为我国高压补燃氢氧发动机的研制起到了重要作用。     

加快大推力氢氧发动机研制迎接21世纪

回顾了各轩氢氧发动机的发展概况,对我国的现状和差距作了比较。提出了应加快我国大推力氢氧发动机的研制,并积极开发各项先进技术的预先研究工作。     

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。     

基于AMESim平台的氢氧火箭发动机启动过程仿真研究

根据模块化建模仿真的思想,采用AMESim软件中的二次开发平台AMESet开发了氢氧火箭发动机动态仿真模型库,建立了氢氧火箭发动机启动过程动态仿真模型。使用该模型对某型氢氧火箭发动机进行启动仿真,仿真结果表明:仿真结果与实际试车数据符合得很好,验证了该模型的准确性。     

筒口流场及其对发动机水下点火影响的数值模拟

研究了导弹水下发射时筒口流场特性,并就筒口流场对发动机水下点火初期的影响进行了分析。采用Mixture多相流模型和RNG湍流模型以及动网格技术,求解了不同工况下二维轴对称筒口流场及发动机喷流流场。计算结果表明,水深越大,筒口气泡断裂越早;燃气发生器熄火时,弹底离筒口越远,气泡断裂对发动机影响越小;燃气发生器延迟熄火,有利于发动机喷流的建立。     

高性能高可靠氢氧发动机方案探讨

根据未来运载器对动力装置的任务需求及氢氧发动机技术发展趋势,基于50吨级氢氧发动机,以产品性能提高、功能拓展和可靠性增长为设计目标,开展了发动机衍生产品优化设计研究。衍生型发动机基于现有燃气发生器循环或开式膨胀循环,充分继承和借鉴了现有产品的技术基础和成熟组件,产品功能有所拓展,产品性能和可靠性有所提高,丰富了中国氢氧发动机产品库,有利于未来运载火箭构型优化和运载能力提升。     

排氢燃烧系统点火粒子两相流特性研究

排氢燃烧系统是新一代运载火箭发射的关键设备,氢氧发动机排放的低温氢气需要进行有效处理,否则会产生爆燃或爆轰,从而影响火箭发射的成败。排氢燃烧系统采用高温金属粒子点火方法,高温金属粒子的流动特性决定了排氢燃烧效果。为获得点火粒子的运动特性,采用颗粒轨道模型对点火粒子-高温燃气两相流动进行数值模拟,获得不同粒径颗粒的温度空间分布及其变化规律。     

新型低温火箭发动机超临界燃烧研究进展

综述了氢氧、液氧/甲烷两种低温推进剂新型火箭发动机超临界燃烧研究进展.对氢氧火箭发动机、液氧/甲烷火箭发动机超临界燃烧研究的意义、实验研究、仿真研究及超临界燃烧的特点做了介绍,并结合当前的研究提出了一些看法.     

低温技术在氢氧火箭发动机试车台上的应用

介绍一座大型氢氧火箭发动机多功能高空模拟试车台所采用的几项新设备和新技术：分级预冷高压低温液氢容器；全包式液氮预冷夹套式低温液氢容器；高压低温截止阀；高压低温脉冲式安全阀；高压低温补偿器；低温贮箱的自动增压稳压技术；高压低温管路的密封技术等。这些技术填补了多项国内空白。