低冰点推进剂对液体火箭发动机性能影响研究

针对低冰点推进剂在液体火箭发动机性能研究中的重要性,对使用MON25/DT3组合的低冰点推进剂液体火箭发动机的启动过程及稳态过程进行研究.建立了发动机系统的数学模型,采用Matlab/Simulink构造系统的仿真模型.根据仿真结果比较和分析了不同初温的推进剂对燃烧室压强、发动机比冲和推力等各方面性能的影响,得出了这三个参量与推进剂初温的拟合关系式.     

推进剂初始温度影响液体火箭发动机燃烧稳定性的数值模型

对自然推进剂（ＭＭＨ／ＮＴＯ）初始温度对火箭发动机燃烧稳定性的影响进行了研究,从推进剂初始温度对蒸发速率的影响规律出发,发展了初始温度大小影响蒸发速率的物理模型。燃烧流动过程应用圆柱坐标系下的两相湍流化学反应Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程来描述,控制方程是用限体积法在任意曲线坐标系下进行离散,计算采用ＴＭＭ方法生成的正交网格。完善了一种压力隐式算子分裂算法,使之应用到燃烧过程和不稳定燃烧中,提高了计算的精度和稳定性;以蒸发作为燃烧速率控制过程,由ＭＭＨ的分解蒸发速率来控制。用蒸发和分解的时滞来分析燃烧不稳定性。应用ＣＦＤ技术发展了评定燃烧稳定性的脉冲枪模型,之后对推进剂初始温度对燃烧稳定性的影响进行了数值研究,得到其对振荡的敏感分析,并给出燃烧稳定性的极限图,说明了该物理模型和算法的可靠性。     

液体运载火箭推进剂加注对瞄准结果影响分析

目前中国液体运载火箭一般采用地面光学瞄准方法来精确测量其惯性器件的初始方位,为了避免推进剂加注、全箭不水平度变化等可能导致的火箭初始方位改变,射前需要进行多次瞄准操作并逐次修正,占用大量的射前准备时间。针对该问题,采用理论分析和实际测试的方法,根据光学平瞄和斜瞄两种瞄准方式的火箭瞄准数据,分析了推进剂加注前后瞄准数据的变化情况,对于近距离平瞄方式加注前后火箭初始方位角最大变化21″,远小于瞄准偏差允许范围。基于分析结论,提出取消近距离平瞄火箭推进剂加注后瞄准操作、简化发射流程的建议,为无人值守发射的实现奠定基础。     

线性回归分析在液体火箭推进剂温度预测中的应用

为研究液体火箭推进剂温度贴壁式测量替代插入式测量方法,消除推进剂插入式测温方式的隐患,基于一维稳态平板壁面传热学原理,建立理论数学模型,将火箭推进剂液体与壁面、环境大气三者之间换热关系的二元方程问题简化为一元方程问题,采用最小二乘法线性拟合,得出依靠壁面温度拟合推进剂温度的线性关联式。回归分析及实例验证了模型的正确性,并讨论了环境温度与壁面温度偏差等因素对测量精度的影响。结果表明：稳态换热条件下,利用壁温线性拟合推算推进剂温度方法可行,精度满足要求。     

基于某火箭推进系统的故障机理分析

通过对某型号火箭推进系统遥测参数的研究，分析了增压气瓶压力、氧箱压力、燃箱压力、摇摆软管前压力、发动机性能等参数的异常变化，揭示了推进系统的故障机理，并提出合理化建议。