推力室中压力剧烈振荡区域的燃烧特性分析

在不施加任何扰动的情况下,对液氧/煤油双组元液体火箭发动机模型燃烧室进行三维非稳态数值模拟,获得了其中的压力自激振荡现象。基于定义的能够辨识定容和定压燃烧特征的第三邓克尔数分析了压力剧烈振荡区域的燃烧特性。结果表明,在压力剧烈振荡区域内,第三邓克尔数取值很大,即发生了准定容燃烧或介于定容和定压之间的燃烧过程。可见尽管液体火箭发动机燃烧室整体表现为定压燃烧特性,但在头部附近区域出现了局部具有非定压特性的燃烧过程,其产生的压力膨胀波来不及迅速传播而使当地的压力迅速升高,形成了定容弹效应,从而导致了燃烧不稳定性的发生。该压力峰的传播及其与室壁相互作用在燃烧室中产生声学不稳定性,与研究燃烧不稳定性的定容弹试验机理相同。

数字孪生技术在惯性系统应用的方法研究

近年来在产品数字化设计解决方案的引领下,数字孪生技术逐渐渗透到了航天产品设计中。针对惯性系统的技术特点和设计要点,介绍孪生惯性系统的建模构架、设计方法、实现手段,对惯性系统的性能优化、生产制造、使用维护、半实物培训等多方面进行数字孪生。惯性系统的多专业知识经过数字孪生技术的数字化虚拟呈现,使得产品设计要素精准精细、调试生产稳定快捷、测试维修合理科学。数字孪生技术在惯性系统的全寿命研发生产中的应用,将为模型化惯性系统的发展提供新思路,为惯性产品的质量性能提升提供新支撑。

垂直着陆过程推进剂流动行为特性及影响分析

可回收技术是实现运载火箭可重复使用的关键技术之一,采用垂直着陆的方式实现子级回收是当前研究的热点和难点,而运载火箭在起飞和垂直着陆过程中,对贮箱内推进剂的管理有较高的要求。首先调研分析了运载火箭回收技术的国内外研究现状及趋势,然后采用Flow 3D数值模拟的方法,研究了运载器垂直着陆过程中,贮箱内推进剂的流动行为特性;并对部分发动机在关机时刻的横向过载与轴向过载变化对箱内推进剂流体行为特性的影响进行了研究分析。结果表明:轴向过载变化一定的情况下,箱内推进剂的晃动幅值与横向干扰幅值相关,并且在部分发动机关机或其他轴向力突然减小的情况下,推进剂晃幅会被大幅放大,建议运载器在垂直起降过程中尽量保证飞行姿态,避免出现大幅横向干扰。

重复使用液体火箭发动机可靠性评估方法

针对传统可靠性评估需要大量验证子样的问题,开展了重复使用液体火箭发动机可靠性评估方法的研究。分析了重复使用液体火箭发动机点火启动瞬态过程特点和失效模式,在此基础上,将发动机点火启动瞬态过程视作点火器顺利点火和启动瞬态过程两个独立的过程,并分别采用最大熵法和正态容许限法进行评估;同时,应用所研究的可靠性评估方法,分析了不同首次任务上升段可靠度要求和寿命形状参数对试车总时间的影响,以及可靠度随重复使用次数的变化规律。结果表明:所提评估方法能够用较少的试验次数获得较高的可靠性评估结果;随着可靠度要求的提高,发动机总试车时间大幅增加;提高寿命形状参数,在相同可靠度要求下,可大幅减少发动机总试车时间;在相同首次任务可靠度要求下,随着重复使用次数的增加,发动机可靠度逐渐减小。

滑行段低温推进剂流动及换热特性对气枕压力的影响研究

运载火箭在飞行过程中需要进行姿态调整以满足入轨要求,贮箱内推进剂在外界干扰力的作用下将发生晃动,由此引入了诸如气液接触面积、蒸发、冷凝过程及推进剂流动变化等不确定影响因素。实际飞行过程尤其是进入滑行段的初始推进剂晃动对贮箱内气枕压力及推进剂流动行为具有重要影响。在调研国内外运载火箭末级飞行过程中低温贮箱压力及推进剂流动特性的基础上,建立仿真模型,采用流体体积函数方法(VOF)分析滑行段推进剂流动特性变化对贮箱气枕压力的影响。

液体火箭金属膜盒式蓄压器的动力学模型

蓄压器是抑制液体火箭POGO振动的重要装置,通过推导建立了更具普适性的蓄压器精细化动力学模型,给出了膜盒刚度、动质量以及膜盒组件数量对蓄压实际柔度参数、惯性系数的修正方法,该模型提高了输送系统液路频率的计算精度。针对带有充气管路的蓄压器结构形式,引入了充气管路的分布参数动力学模型。研究发现较长的充气管路不仅会对蓄压器产生一定的附加容积效应,同时会形成新的低频振动,影响蓄压器吸收压力脉动的能力。

国内外先进推进技术发展综述

航天运输领域发展的核心目标包括提高运载能力、降低发射成本及减少发射准备时间等。相对于传统的化学推进技术,先进推进技术采用新能源或新机理,旨在从根本上满足未来对有效载荷、发射成本和发射周期的要求。对国内外组合动力装置、核聚变动力推进、离子推进、激光推进、核子脉冲推进、太阳帆推进、磁场帆推进、布萨德喷气推进、反物质推进等先进推进技术的研究进展进行综述和可行性分析,并给出了发展启示。

运载火箭推进剂复杂流动传热问题数值模拟中的模型简化方法

在运载火箭改进优化或新型运载火箭设计过程中,会遇到各种复杂的流动与传热问题。按照真实产品和物理过程直接建立的数值计算模型过于复杂,不同尺度的结构、流动与传热、长时间的飞行过程相互耦合,出现计算时间太长(数年)、收敛困难、程序调试困难等问题。针对初始条件复杂、飞行过程复杂、边界条件复杂3类具体问题,总结了3种相应的模型简化方法,分别是工程经验法、极限参数法、低维近似法,为推进剂复杂流动与传热的数值模拟提供参考。

锂电池可靠性试验和评估方法研究

目前锂离子蓄电池缺少有效的可靠性验证和评估方法,本文针对该问题,结合型号应用经验,分析和研究了对锂电池产品开展无模型可靠性增长试验的方案和基于试验数据进行可靠性评估的方法。本文主要对试验时间计算、应力施加、和配套充放电设备的使用等锂电池可靠性增长试验中,不同于其他产品的要点进行了探讨和研究。此外,锂电池组由不同形式的单体串并联而成,因此在基于试验数据的可靠性评估上,本文探讨了对单体进行可靠性增长试验后,通过可靠性建模等方法进一步对锂电池组进行可靠性评估的工程可行方案。本文可为锂电池产品进行可靠性验证和评估提供思路。

隔板对燃烧室压力高频自激振荡的抑制作用

隔板在抑制液体火箭发动机高频燃烧不稳定性方面具有重要作用。该文研究隔板对液体火箭发动机中自激高频燃烧不稳定性的抑制作用机理。在初边值条件不施加任何激励的情况下,首先对无隔板的液氧/煤油模型发动机中的气液两相非稳态燃烧过程进行数值模拟,获得的燃烧室压力和流向平均速度与实验结果相符,并得到了燃烧室中的压力自激振荡。研究了隔板对这种压力自激振荡的抑制作用,并分析了压力波随时间的传递与演化过程。结果表明:无隔板燃烧室中发生了高频不稳定燃烧,频谱分析显示其具有1阶横向振型与2阶纵向振型;引入隔板后,燃烧室中的压力振荡减弱,且其横向振型消失,只有2阶纵向振型。结合燃烧室中压力波的传递和演化过程进行分析可知,压力自激振荡源主要出现在头部附近的区域,隔板的加入可以有效抑制压力波的横向传播,并提高激发不稳定燃烧所需的能量,从而抑制燃烧不稳定性的发生。

雾化角对液体火箭发动机燃烧室压力振荡的影响

针对液氧/煤油火箭发动机模型燃烧室实现了三维非稳态两相燃烧过程的数值模拟,得到的燃烧室截面平均压力和平均速度与实验吻合。在初边值条件不施加任何扰动的情况下,得到了燃烧室压力自激振荡过程,并研究了液氧和煤油喷嘴雾化角对燃烧室压力振荡的影响。计算结果表明:当雾化角为40°或120°时,由于燃料与氧化剂喷雾锥重叠区域较小或较大,导致了推进剂混合很差或很好,不易在燃烧室头部出现局部爆炸性的可燃混气团,致使燃烧室压力振荡强度较弱;而当雾化角为中间值65°时,易于出现爆炸性的可燃气团并导致剧烈的压力振荡,使燃烧室中出现燃烧不稳定性。因此,雾化角的合理设计是抑制燃烧不稳定性的一种途径。