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/甲烷发动机推力室再生冷却耦合传热数值研究

为了解液氧/甲烷火箭发动机推力室再生冷却的换热特点,采用数值模拟的方法,对液体火箭发动机推力室身部燃气与室壁间的对流、辐射换热以及通过室壁的导热、冷却剂与冷却通道间的对流换热进行了三维耦合数值计算.在计算中,假定推力室内流动为冻结流动,考虑了跨临界甲烷物性随温度和压力的变化.针对某甲烷再生冷却推力室进行CFD计算,计算结果与实验数据吻合较好.     

用作沟槽壁结构的氢氧火箭推力室冷却剂的液氢传热特性

对于沟槽壁结构的氢氧火箭发动机推力室的液氢冷却特性,包括非对称的热效应在内尚未进行充分的验证。为了获得在近临界和超临界条件下的液氫传热特性,将试验设备和推力室设计得使冷却剂的流量和压力的变化不取决于燃烧条件。周向平均传热系数h_1是根椐试验数据用稳态二维热传导模型确定的。局部的努塞尔数Nu.exp与一些典型的相关式做了比较。Nu.exp和预计的Nu.cal很不一致。与以前的相关式不一致的主要原因可能是非对称加热的影响。因此,作者提出了一个初始的相关式,该相关式在近临界和超临界的条件下与现有数据相关良好,误差在±20%范围内。可推荐该相关式作为沟槽壁结构再生冷却的高能氫氧火箭推力室的设计方程。     

完全用电铸法制造的低温火箭发动机的轻重量再生冷却推力室

对完全用电铸法制成的火箭发动机推力室已经成功地进行了验证。在这种推力室中,薄壁冷却夹套(通道)和用于承受全部推力室压力和推力载荷的推力室壁形成一个整体部件,它不采用钎焊工艺。冷却通道完全可以承受热膨胀。这种推力室与铣制的铜推力室相比,它的重量轻、生产价格低;与管束式推力室相比,它的价格低。为了验证试验压力,设计、生产、试验了1100磅氢氧发动机的海平面推力室。试验期间,该推力室不仅能在设计状态下,而且也在偏离设计条件很大的情况下,都能满意地工作。     

矩形通道超临界再生冷却技术研究综述

矩形通道超临界再生冷却技术对高性能航空航天发动机,特别是对超燃冲压发动机和大推力火箭发动机热管理技术的发展应用和总体优化具有重要的意义。介绍了先进航空航天发动机的各种常用冷却技术,深入分析了矩形通道超临界再生冷却过程。详述了碳氢燃料超临界传热流动以及结焦过程。对矩形通道超临界再生冷却技术在超燃冲压发动机和火箭发动机中的应用情况进行了综述,并分析了矩形通道超临界再生冷却技术的发展趋势。     

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。     

膨胀循环发动机低温起动特性研究

某氢氧发动机采用闭式膨胀循环,并采取箱压自身起动方式,最初的起动能源是经过结构尤其是以推力室冷却夹套为主的金属热容加温后的气氢,在贮箱压力确定的情况下,结构温度影响发动机起动特性,温度越低,起动能量越小,进而影响发动机起动可靠性.对发动机起动瞬态特性与推力室结构温度的关联性进行仿真分析与试验验证,获得膨胀循环发动机低温起动特性.     

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。     

氢氧火箭发动机流量调节阀动态仿真分析

流量调节阀是液体火箭发动机推力调节的关键部件,根据某型氢氧发动机流量调节阀的结构与工作原理,建立调节阀的动力学模型,并利用AMESim软件建立了流量调节阀的动态仿真模型。基于流量调节阀仿真模型进行了如下仿真工作：计算不同工况下调节阀的流量特性、验证调节阀的稳流特性、仿真分析调节阀动态特性、分析结构参数对调节阀动态特性的影响。仿真结果揭示了流量调节阀的流量与动态特性,为调节阀的改进优化提供了方向。     

带扩张喷管的氢氧连续旋转爆震发动机工作过程数值仿真

建立了带喷管的氢氧连续旋转爆震发动机的二维模型,对连续旋转爆震发动机的工作过程进行数值模拟。基于带化学反应的欧拉方程,采用Rever-Evans氢氧反应模型,利用一维ZND模型进行初场设置,模拟了氢氧连续旋转爆震发动机从起爆到实现爆震波连续旋转传播的过程。对计算得到的流场进行定量分析,计算出发动机燃烧室中爆震波传播速度为2920~3060 m/s,频率为29800 Hz,并利用进出口参数计算出发动机的推力和比冲,计算得到发动机的平均推力为267 N,平均比冲为355 s,同时与火箭发动机工作过程进行了比较。     

变推力液氧/甲烷膨胀循环发动机系统方案研究

在某型氢氧膨胀循环发动机的基础上进行适应性改进,使其尽可能不改变原有部件的同时满足变推力液氧/甲烷膨胀循环发动机的要求。根据液氧/甲烷推进剂和变推力工作条件的特殊要求,对发动机所要解决的各项问题进行了梳理,对喷注器的结构方案,推力室的再生冷却结构,变推力的调节方式等问题进行了研究。在此基础上确立了变推力液氧/甲烷膨胀循环发动机的系统方案,分析了各组件的工作状态。     

固体火箭发动机长尾喷管传热数值模拟

为准确预示固体火箭发动机长尾喷管工作过程中的传热规律,文中采用流固耦合方法,对金属及多种非金属材料组成的长尾喷管建立了数值模型,基于Fluent计算软件对长尾喷管工作过程进行了非稳态传热数值计算.仿真结果表明,燃气对长尾喷管由内向外进行传热,但外壁面各区域温度场因内部材料不同差别较大.外壁面温度计算值与试验结果较吻合,可以为长尾喷管传热提供一种实用的计算方法.     

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。     

多级液氢泵设计及流场仿真

为了满足氢氧火箭发动机对高性能液氢泵的需求,完成了一台多级液氢泵的设计和建模,利用CFD技术进行流场仿真计算,获得了泵内关键部件的压力分布和速度分布,并对其内部流动状态进行了分析;在此基础上,对样机开展了额定工况下的水试试验。结果表明:试验结果与设计值接近,表明多级液氢泵能够满足设计要求。     

不同构型固冲发动机补燃室绝热层传热烧蚀

针对固冲发动机补燃室结构,建立了不同构型条件下补燃室三维流场带化学反应流场模型与不同构型条件下补燃室内二维绝热层传热烧蚀模型.运用FLUENT软件模拟了补燃室内燃气的流动与燃烧.运用ANSYS软件对补燃室内绝热层进行了热分析数值计算,求解了绝热层的温度场.根据材料的热解温度范围,判断出材料的烧蚀分层.针对2种不同结构构型的凹坑,进行了冲压发动机地面联管试验,计算结果与试验结果基本吻合.结果表明,文中所建立的绝热层传热烧蚀计算方法可以较好地模拟出材料的传热烧蚀过程.     

中国3m直径氢氧动力系统技术改进及后续发展

简要介绍了中国现有高空起动3m直径氢氧动力系统方案,并与国外高空起动氢氧级进行对比。回顾了3m氢氧模块动力系统技术改进的历程,基于CZ-3A系列火箭原有三子级动力系统,针对新一代CZ-7A火箭三子级的特点,完成了三子级增补压控制策略、射前增压管路预冷、长时间滑行以及氢紧急排气方案等一系列技术改进,并逐步应用于CZ-7A、CZ-3A及CZ-8火箭末级的动力方案统型,现已发展为用于3个型号的通用化模块。鉴于中国新一代火箭已逐渐成熟,以CZ-7A氢氧末级发展为牵引,给出了中国高空起动氢氧动力系统后续发展方向建议,提出了使用YF-75D发动机的氢氧动力发展思路。     

基于智能化控制冷却的柴油机全工况热平衡台架试验

针对传统大功率柴油机冷却系统智能化水平低,冷却系统存在部件可控性差,功率消耗大,冷却不足或过度冷却等缺点,对柴油机冷却系统进行了智能化改进,并进行了全工况热平衡试验,掌握了各工况下发动机热平衡状况.通过与改进前发动机的热平衡试验数据进行对比分析,得到发动机在安装ECU及高低温双循环电控阀和电控水泵等智能化控制部件后,发动机进气温度得到合理控制,燃料燃烧更加充分,提高了热工转换效率及工作稳定性和可靠性.     

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.     

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。     

冷氦换热器传热设计及试验研究

为满足某火箭二级发动机氧贮箱增压需求，在二级发动机上设计了一种蛇形管式冷氦换热器，并对其进行传热论证。在发动机试验时搭建了一套冷氦试验系统，对冷氦换热器的性能进行试验验证，验证后修正了换热器传热系数。结果表明：冷氦换热器传热计算合理，修正后的蛇形管长度与试验基本一致。