超声波测量大尺寸固体火箭发动机燃速的关键技术

确定固体火箭发动机工作时的真实燃速是发动机研制中的难题,而利用超声波测量是目前比较可行的方案。综述了利用超声波测量动态燃速和大尺寸发动机燃速的相关技术,并针对低频超声波开展了钢壳体/推进剂组合件的静态试验和钢壳体固体发动机热试车试验验证。通过综述和试验验证指出采用低频超声波是测量大尺寸固体发动机燃速的最可行的方案,提出进一步的研究方向是优化探头布置方案,并给出超声数据处理的建议。     

涡流燃烧发动机燃烧室数值模拟

为研究涡流冷壁火箭发动机燃烧室内部的流动情况,分别采用RNGk-ε模型和雷诺应力模型对涡流冷壁发动机燃烧室流场进行数值模拟,确定采用雷诺应力模型能够较好的模拟冷态双旋涡流动。通过数值模拟得到了外层准自由涡,内层准强迫涡的Rankine组合涡结构。研究表明:数值模拟得到的流动结果比冷态模型更接近实际情况;三维效应在准自由涡区域比较明显,在强迫涡区域很小,总体上不影响燃烧室内的双旋涡流动结构。     

电磁阀内部流场数值模拟

在液体火箭发动机系统仿真过程中,对于控制发动机脉冲工作的电磁阀,其数学模型建立的准确性将对仿真结果产生很大的影响.本文采用商用CFD软件Fluent,对某电磁阀分别进行了稳态流场和非稳态流场的数值计算.通过稳态流动模拟,得到了电磁阀出口的质量流量和阀门前后压降的关系式.通过非稳态流场的计算,得到了电磁阀出口的质量流量以及阀门前后压降随阀门关闭过程的变化情况,并对流量和压降的这种变化进行了分析.结果表明:使用Fluent软件对阀门内部流场进行数值模拟,较好地反映了其工作状态,是建立电磁阀数学模型的基础.     

涡流冷壁推力室传热模型分析计算

研究发动机燃烧室温度优化控制问题,由于燃烧室温度控制较难,为了预估新型涡流燃烧冷壁火箭发动机的壁面温度,根据发动机内部流动和传热分析,对组合化学平衡、辐射传热和热传导特性,提出了一维传热模型.采用模型对以氢氧为推进剂的涡流燃烧室进行了传热过程和影响因素的仿真分析,获得了稳定状态下的壁面温度,以及燃烧室压力、氧化剂喷注速度、燃烧室长度等参数对壁温的影响关系,仿真结果与实验一致.证明模型为涡流燃烧发动机设计提供了重要工具,对进一步的实验研究有指导意义.     

一种考虑燃气性质变化的喷管型面优化方法

空间火箭发动机喷管具有大面积比,提高其性能是发动机设计的目标之一。以Rao方法为基础,提出一种考虑真实燃气性质变化的喷管扩张段设计修正方法。以某远地点发动机为研究对象,给出了Rao方法设计的初始喷管型面,计算了燃气比热函数,设计了新的喷管扩张段型面。通过数值仿真对比了新型面与初始型面的真空比冲。仿真结果表明：所提出的计算燃气比热容方法可有效用于喷管流场仿真;燃气比热变化对扩张段型面的影响较大,对于具有相同长度的喷管,当考虑燃气比热变化时,扩张段型面出口面积比较小,真空比冲提高,但幅度小于1 s;对于推力不太大的空间发动机,边界层厚度修正带来的性能增益很小。     

超声波实时测量技术在固体火箭发动机中的应用

利用超声波对固体推进剂燃速进行实时测量是先进的燃速测量方法之一。针对超声波技术在固体火箭发动机试车中的应用,对典型固体火箭发动机材料进行测试研究,获得了发动机材料的超声波信号特征。将超声波探头直接安装在发动机壳体外侧部位,测量了固体推进剂在常压燃烧时的厚度变化。针对动态燃速测试,提出了超声波数据处理方法,对固体装药在常压燃烧下的回波进行处理,获得了装药的厚度变化过程和燃速,并分析了燃面附近温度分布对燃速测量的影响。结果表明：用超声波测量金属壳体固体发动机的燃速必须在壳体上开窗使超声波透过壳体和绝热层界面,而对复合材料壳体发动机可将超声波探头直接安装在壳体外侧;燃烧引起的装药表面温度变化对测量的影响可以忽略;该数据处理方法可以有效获得装药厚度变化。     

发动机引流推力矢量方案的内流场分析

对从发动机引流外喷进行推力矢量控制的方案进行了内流场计算与分析,比较了不同管径和引流管道喉部面积对引流效果的影响,结果表明：发动机引流对于发动机内流场的参数影响不大,燃烧室压力和温度变化不明显;引流管道的喉部面积占总喉部面积的百分比是影响喷流效果的主要参数;引流流量占总流量的比例略小于引流通道喉部面积所占比例;引流形成的侧向推力所占比例与引流流量所占比例相当,均略小于引流通道喉部面积所占比例;引流造成主动量推力下降幅度明显。     

固体推进剂燃速的超声波测量

为了实时测量固体推进剂燃速与燃烧室压强的关系,利用超声波数据采集卡搭建了超声波实时燃速测量系统,通过调节点火药量和密闭燃烧器容积可以调节密闭燃烧器的压强范围.经过实验得到了低压范围内的实时燃速数据以及燃速与压强的对应关系.结果表明,利用超声波燃速测量系统可以一次性获得给定压强范围内的实时燃速;燃面附近的高温层会使厚度测量值偏小,对燃速测量没有影响;在点火初期,燃面高温层建立的非稳态过程影响超声波声速;在接近试件燃尽的时刻,推进剂两个端面的回波信号产生干扰.     

飞行器气动加热烧蚀工程计算

高超声速飞行器设计时,为了对防热层气动热烧蚀情况及温度场进行快速预估,提出了集成气动热、材料烧蚀、瞬态温度场的耦合计算方法。通过算例对计算方法和程序进行了验证,表明该方法具有较高的效率和精度。在给定弹道条件下,实现了气动热、热防护材料烧蚀性能和弹体温度场耦合计算。通过该方法可以在高速飞行器设计阶段,快速计算出指定飞行工况下的防热材料烧蚀情况及温度场分布,为飞行器热防护层设计提供依据。