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.     

液体火箭发动机开发技术

本文概述了液体火箭发动机开发的必要性、存在问题和开发途径。给出了提高液体火箭发动机的措施和方法。介绍了大、中、小推力发动机的现状和需要研究的技术课题。     

液体火箭发动机故障模式分析

当前新研制的液体发动机特别强调高可靠性和低成本，以往追求高性能和低质量为主的设计目标现已降为次要地位。新研制的发动机都要求进行可靠性设计。在发动机可靠性设计中，为消除故障隐患，提高产品可靠性。采用了行之有效的故障树分析（ＦＴＡ）及故障模式，后果及严重度分析（ＦＭＥＣＡ）。美国先进运载系统（ＡＬＳ）航天运输主发动机（ＳＴＭＥ）的设计工作采用了这种可靠性设计法，以确保发动机达到要求的可靠性指标?..     

液体火箭发动机试车测量系统的研制

介绍了一个大型火箭发动机试车测量系统，本系统选用发当代世界上先进的ＮＥＦＦ６２０数据采集系统和ＭＶ／８０００Ⅱ超级小型机作为系统的主要部件，研制了它们之间的接口，开发了一系列用于火箭地面试验测量的软件，创造了大表格输入原始信息和用实时校准时试验测量数据进行了修正的方法。     

液体火箭发动机喷注器不规则性的计算机模拟

本文提出了分析液体火箭发动机燃烧室中的三维两相反应流体的计算机模型。设计该模型是为了研究液体推进剂喷注的非均匀性对燃烧室中流态、燃烧和传热的影响。使用了用以描述多分散喷雾流动、蒸发和燃烧的欧拉-拉格朗日方法。考虑了相与相之间的偶合效应。利用了非正交的附体坐标系和守恒控制体公式。本文使用了 K-ε湍流模型、两步化学反应模型和六向辐射模型。利用半经验模型来描述化学反应速率及相与相之间的偶合项。本文旨在证实利用分析方法来预示在火箭发动机燃烧室中推进剂喷注的非均匀性对燃烧及传热的影响。结果说明该模型有希望应用于液体推进剂火箭发动机的综合模型。     

液体火箭发动机技术发展的现状及未来

本文从燃烧室压力，系统工作循环方式以及量大推力三个方面叙了世界各国液体火简发动机的技术水平。简单介绍了世界各国液体火箭发动机技术发展的趋势及中国的最新进展的分析了中国液体火箭发动机技术发展的可能前景。     

液体火箭发动机研制情况的一些回顾

４０年来，我国液体火箭发动机的研制工作取得了很大成绩。文中对发动机的一些研制情况作了回顾，对ＹＦ－７３和ＹＦ－７５氢氧发动机的设计特点、飞行结果作了简单叙述。对今后工作也提出了看法。     

液体火箭发动机的技术发展与展望

液体火箭发动机是空间活动的重要技术基础，为了满足下世纪空间活动商业化的需要，航天运载器对推进系统提出更高的要求，液体火箭发动机正面临着新的发展机遇和挑战，概述了液体火箭推进系统的主要技术问题，指出需要进行的一些改进和发展，以适应未来的需要。     

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.     

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。     

偏二甲肼/四氧化二氮火箭发动机尾焰流场特性三维仿真研究

以偏二甲肼/四氧化二氮（UDMH/NTO）火箭发动机为研究对象,采用κ-ε湍流模型,运用PISO算法分别对发动机内流-场和尾焰流场进行三维仿真。采用相同方法计算液氢/液氧（LH2/LOX）火箭发动机尾焰,仿真结果和试验结果吻合得较好,证明了计算模型的正确性与有效性;同时对比分析了UDMH/NTO发动机与LH2/LOX发动机尾焰流场特性。结果表明,两者具有相似的温度和马赫数变化趋势,但是UDMH/NTO发动机尾焰核心区温度相对较低,而LH2/LOX发动机尾焰将更快衰减至亚声速射流。     

液体火箭发动机用过滤器流阻特性及试验

液体火箭发动机用过滤器是保持工质清洁,保证试验设备和发动机可靠工作的重要设备,合理的过滤器设计是保证液体火箭发动机发射成败与否的关键因素.因此,为了防止液体火箭发动机液路、气路等管路出现多余物影响发动机正常工作,根据发动机系统的要求设计了某过滤器,从理论上研究了其流阻特性,并开展了液流试验研究.通过对比分析,理论和试验...     

密度测量在低温液体火箭发动机试验中的作用

在低温液体火箭发动机的试验中，对液体密度的测量是很重要的。从几个特定情况分析论证了液体在容器中停放时密度的分层，挤压试验时密度的变化，储箱在憋压时密度的变化     

磁处理技术在液体火箭发动机中的应用研究

磁处理技术是一种具有独特优点的处理方法，近年来在国内外引起了广泛的注意，并得到了不同程度的发展和应用，通过论述磁处理技术的基本原理，应用和发展状况，并结合当前液体火箭发动机的研制情况，提出在不改变现有的火箭发动机原有结构的基础上，利用核磁处理技术在提高燃烧室室压的同时来提高火箭发动机的推力和工作效率，使其在高室压下不发生碳和结焦的可能性，并以具体的实例说明了该技术在实践中的应用效果。     

基于有限元方法的液体火箭发动机机架优化设计

采用ANSYS有限元分析软件提供的优化方法对液体火箭发动机机架的优化问题进行了分析,提出了机架优化设计的一般流程,使用ANSYS的APDL语言编写了机架优化设计分析程序,通过对优化程序的研究,获得了某型号发动机机架的最优化结果,优化后的质量比初始设计质量大大的减轻.     

液体火箭发动机喷管燃气外流场红外图像研究

针对液体火箭发动机燃烧状态监测,采用基于Matlab平台开发的红外图像特征参数计算程序进行分析。通过Canny算子和边缘模式算法对燃气红外图像进行边缘检测、连接,利用选取特定区域的燃气面积、周长、灰度熵及第1马赫盘位置等特征参数来监测发动机燃烧状态,最后提出一种图像特征参数对燃烧工况的识别方法,为发动机燃烧状态监测提供新的测量手段和思路。     

液体火箭发动机涡轮泵状态监测与故障诊断系统研究

针对火箭发动机地面试车时间短、工作转速高且重复性不好的特点，根据实时性、有效性、可靠性、开放性与通用性的系统设计原则，研制了火箭发动机涡轮泵状态监测与故障诊断系统－－TCMD2000。该系统采用并行冗余结构，保证同步整周期采样的同时，实现了高速连续数据采集和存储，并应用了进动分析方法提高故障诊断的准确性。对TCMD2000系统进行了发动机试车故障监测考核。结果表明，所研制的TCMD2000系统达到了设计指标，适合火箭发动机的状态监测与故障诊断。在发动机研制过程中，对诊断发动机故障和排除故障发挥了作用。     

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。