液氧甲烷变推力发动机螺旋槽再生冷却传热特性研究

为探究宽工况范围下螺旋槽再生冷却的传热特性,基于微小通道内低温工质的相变传热模型,采用一维传热计算方法,对5 kN级液氧甲烷变推力发动机开展了螺旋槽再生冷却传热特性研究。结果表明:本文所采用的传热计算模型可用于传热预估,与试验结果相比,冷却剂温升误差为4.3%,压降误差为1.1%,喉部处外壁温误差为-11%,在工程计算可接受范围内;相比于直槽,螺旋槽再生冷却能有效降低燃气侧壁温,同时,在宽范围变推力条件下,实际功率水平越低,冷却剂温升、压降越小,喉部燃气侧壁温越低,但“传热恶化区”内的壁温最大值反而越高,当发动机推力由额定工况的75%调整至20%时,燃气侧壁温的最大值由1 351 K增大至1 399 K;综合考虑壁面温度及冷却剂的压力损失,本文对冷却通道开展优化设计,对比四种冷却通道方案的传热性能,其中,方案4为最优方案,20%额定功率水平工况时,冷却剂温升为491 K,压降为0.34 MPa,燃气侧壁温最大值也仅为1 297 K,较初始设计方案降低了102 K,远低于材料的极限温度。

空天动力专业融合课程思政实践教学研究

空天动力类专业课程因其理论艰深和纯工科的性质,具有较大的教学难度,而空天动力技术恰恰是我国空天技术领域的短板。如何教出学员的动力专业自信,一直是困扰教员的痛点。从我国空天动力技术发展历史角度出发,总结诠释了包含创新意识、民族气节、爱国主义精神等在内的多项思想政治教学切入点;探讨了如何通过理论知识与课程思政的有机融合实现在潜移默化中让学员沁润中华民族优秀品质与宝贵精神;介绍了军队院校在融合军事教育与课程思政上开展的最新探索。

新型三组元喷嘴雾化特性研究

设计了新型三组元喷嘴,由两级离心内喷嘴和内混式外喷嘴装配为同轴式结构,通过燃料在内混腔里形成的两相流对液氧进行雾化。试验结果表明,上排孔进氧的双组元工况雾化质量高;三组元工况时存在两种雾化机理,并有较高雾化质量。

结构参数变化对内混式喷嘴雾化性能的影响作用

通过对比6种结构参数不同的环形内混式喷嘴的雾化平均直径的变化规律,研究了喷嘴结构变化对雾化性能的 影响规律。结果表明,混合腔宽度、内喷嘴缩进长度、出口流程均对喷嘴雾化性能造成明显影响,而不同的混合腔长度、 气体及液体的喷入方式则基本上不影响雾化性能。

氧气/醇类燃气发生器启动过程试验研究

对氧气/醇类燃气发生器进行了热态试验,对启动过程进行了描述和分析,并引入点火时间和着火延迟两个参数深入研究了燃气发生器的启动规律。研究表明,燃烧室流量密度的增加对燃气发生器的点火时间影响不大,但会引起着火延迟的明显增加;时序中氧气与燃料两种组元进入燃烧室的时刻对启动过程有较大的影响,二者存在一个最优的时间间隔,可以保证燃气发生器快速、平稳、安全的启动。

模型三组元喷嘴雾化SMD变化规律

为了充分研究新型三组元喷嘴的内混腔雾化特性 ,设计了模型喷嘴进行多工况试验。试验发现 ,维持气体或液体压降不变 ,改变另一种介质的压降 ,会得到不同的雾化平均直径随气体压降或液体压降 ,以及气液比ALR的变化曲线 ,这些曲线有着明显的规律。大量试验表明 ,虽然平均直径SMD随气体压降或液体压降的变化曲线明显不同 。

模型三组元喷嘴流量特性实验

三组元喷嘴内混式外喷嘴与内喷嘴组合形成内混腔 ,气氢和煤油在此混合形成两相流。通过对大量模型喷嘴进行实验 ,详细研究了混合腔的结构参数对于喷射进入其内的气体和液体流量特性的影响规律 ,以及气体、液体流量特性之间的互相影响规律。实验结果表明 :气体和液体流量特性互相影响强烈 。

把握课程特点,强化教学效果——《火箭推进原理》课程教学技巧初探

《火箭推进原理》作为一门重要专业基础课程,具有“基础性”、“综合性”和“实践性”的特点。本文结合这些课程特点,在教学实践的基础上,提出了课程教学应该达到的目的,总结了能够有效强化教学效果的教学方法。

MIT“推进”系列课程设置方案的研究与启示

通过对麻省理工学院(MIT)"推进"课程的设置方案进行对比分析,认为MIT"推进"课程方案具有几个特征:1)本科阶段强调扎实的基础知识学习;2)研究生阶段注重面向工程应用的专业理论教学;3)有效的综合实践教学环节保证学生有效掌握教学内容;4)灵活的考核方式促进了全程教学质量的提高。MIT"推进"相关课程的教学及实践内容设置全面,教学手段具有较强系统性和可操作性,有利于学生掌握扎实的基础知识同时提高实际应用能力,值得借鉴。

离心式喷嘴液膜破碎过程实验

为了研究离心式喷嘴出口液膜破碎以及雾化锥角变化规律,对直径2.5~6 mm之间6个不同直径、不同几何特性参数的离心式喷嘴运用高速阴影设备进行实验,喷注压降从0.1~3 MPa,每次实验间隔0.2 MPa。通过实验,得到液膜破碎长度、液膜锥角随喷注压降、喷孔直径以及几何特性参数的变化规律。随着喷注压降的增加,液膜破碎长度减小,液膜锥角增大,该种类型喷嘴破碎长度在40 mm左右,液膜锥角不大于60°;随着几何特性参数A值增加,同一喷注压降下的液膜破碎长度增大,液膜锥角增加;将液膜锥角实验结果与Abromvich,Lefebvre等理论公式进行了比较,在常用的喷嘴特性参数范围内,液膜锥角的变化趋势与理论公式相吻合,但实验值远小于公式计算值。

大流量气体减压器振动问题研究

对大流量气体减压器工作过程中的振动故障进行分析,建立了减压器系统动态数学模型,进行了故障数值仿真,找到了简单有效的提高减压器输出响应稳定性的方法——减小控制腔入口面积,并得到试验验证。仿真结果还表明,大流量气体减压器的振动问题不仅和减压器本身设计参数有关,还和下游管路容积有关。

燃气发生器结构对燃烧性能的影响

为了确定最佳的燃气发生器结构,对不同结构的燃气发生器进行了对比试验,考察了喷嘴尺寸、燃烧室长度、燃烧室构型等因素对燃气发生器燃烧性能的影响.研究结果表明:在一定范围内增大喷嘴尺寸,燃烧性能基本不受影响,但却可以缩短燃气发生器的点火延迟时间,并且增大流量调节范围;增加燃烧室长度可以明显的提高燃烧效率;燃烧室的构型对燃烧性能有很大影响,收缩-扩张型着火段影响了燃烧过程,降低了燃烧效率,燃气发生器设计不宜采用这种构型.

切向孔单/双排布局对离心式喷嘴锥形液膜雾化特性影响

为了研究切向孔单/双排布局对离心式喷嘴雾化性能的影响,采用高速摄影仪对两种结构喷嘴形成的锥形液膜进行了拍摄分析,测量了不同压降下液膜的破碎长度、喷雾锥角、出口轴向速度以及表面波破碎点波长等雾化性能参数,并使用这些性能参数作为初始条件,求解了锥形液膜色散方程。结果表明：双排切向孔布局使得液膜雾化性能变差,体现为相同压降下喷雾锥角减小1°~2°,破碎长度增大,增大幅度最大达8.2%;色散方程求得的破碎点波长理论值与试验值吻合较好,验证了所用液膜破碎模型的有效性;单排切向孔喷嘴形成液膜的主导扰动波增长率大于双排切向孔喷嘴的主导波增长率,从直观上解释了单排切向孔喷嘴破碎长度小于双排切向孔喷嘴的原因。

基于凹腔火焰稳定器的亚燃冲压发动机点火性能研究

通过碳氢燃料亚燃冲压发动机直连式试验,对凹腔火焰稳定器的点火性能进行了初步研究。试验分别在高能火花塞及氢气引导火焰两种情况下成功实现了可靠点火。结果表明,基于凹腔火焰稳定技术的亚燃冲压发动机的点火性能与燃料喷注压降及喷注方式密切相关。在壁面喷注燃料的方式下,发动机容易实现可靠点火,而在中心喷注燃料的情况下,发动机很难被点燃。此外,试验还发现,发动机的喉部尺寸对采用这类结构的亚燃冲压发动机凹腔内的压力影响较小,因此,喉部尺寸的变化对其点火性能的影响也较小。

空气深度预冷组合循环发动机吸气式模态建模及性能分析

针对空气深度预冷组合循环发动机——协同吸气式火箭发动机(Synergistic Air-Breathing Rocket Engine,SABRE),采用部件法对其进行建模,匹配计算得到吸气式模态下飞行走廊内其性能参数变化规律,并研究其高度速度特性。计算模型可信度较高,推力误差小于6%,能够较为准确地模拟SABRE吸气式模态的性能参数。结果表明:SABRE兼具火箭发动机大推力和航空发动机高比冲的特点,吸气式模态下比冲介于21 300~27 380 m/s,随着高度速度的增大,其推力比冲先增大后减小;SABRE利用预冷器将入口空气温度降低,可使其空域速域拓宽至25 km、5Ma,满足高超声速飞行的动力需求;发动机速度下限由压气机最大流量决定,速度上限则由氦气回路减压器工作限制条件决定。

三组元喷嘴雾化特性的试验研究

三组元喷嘴是气氢／液氧／煤油火箭发动机的重要部件，对４ 种类型的三组元喷嘴进行了雾化特性试验， 研究了喷嘴的雾化特性随各组元喷注压降的变化规律， 分析了喷嘴结构对雾化性能的影响， 比较了相同工况下单喷嘴和三喷嘴的雾化性能， 进行了三组元工况和双组元工况下的雾化特性试验， 试验结果表明同轴离心内混式喷嘴的雾化性能较好。

气液同轴双离心式喷嘴喷雾特性

采用流体体积方法分析涡流器离心式喷嘴内部流动过程,采用单反相机和相位多普勒测速仪测量离心式喷嘴、气液同轴双离心式喷嘴的喷雾特性。发现涡流器离心式喷嘴内部流动的总压损失主要发生在涡流器槽道入口、收敛段和等直段。等直段使液膜厚度减小,喷雾锥角减小。离心式喷嘴喷雾粒径分布范围沿径向逐渐增加,轴向速度分布范围沿径向先减小后逐渐增加。气液同轴双离心式喷嘴喷雾特性受气液比影响很大,气液比小时旋流空气使喷雾锥角增加,粒径分布范围减小;气液比大时,气体膨胀压缩喷雾,使大液滴能够到达喷雾中心,喷雾外侧为二次雾化成的细小液滴。

超声速气流中液体横向射流的非定常特性与振荡边界模型

针对液体圆柱射流垂直喷入超声速横向气流中的非定常分布特性开展实验研究,并建立穿透深度方向上的射流振荡分布模型.利用脉冲激光背景成像方法 "冻结"拍摄马赫2.1(Ma=2.1)气流中煤油射流/喷雾瞬态图像,结合最大类间方差法(Otsu)和Canny算法提取瞬态图像特征,基于统计方法并引入间歇因子(γ)定量描述射流振荡分布特性;通过研究多参数协同作用下的射流振荡分布规律,提出振荡分布数学模型,研究的参数变量包括超声速来流总压(642—1010 k Pa)、液体喷注压降(0.36—4.61 MPa)、液体喷嘴流道直径(0.48 mm/1.0 mm/1.25 mm/1.52 mm)、距离喷嘴的流向距离(10—125 mm)以及液气动量通量比(0.11—7.49).研究中利用射流振荡分布模型成功预测出水射流在Ma=2.1气流中的的振荡分布,预测分布与实验结果符合良好.

动量比及其调节方式对针栓喷注器喷雾特性的影响

对不同动量比下针栓喷注器的喷雾特性开展了试验研究.以水为模拟介质,分别通过增大氧化剂流量与减小燃料流量,在0.16-0.99范围内增大局部动量比,其中前者对应的总动量更高.通过高速摄影结合激光相位多普勒技术(PDA)研究了不同工况下的喷雾边界、粒径分布及速度场.结果表明,工况变化直接影响喷雾形态,并进一步影响其他喷雾特性.对于同一局部动量比,喷雾锥角一致,但高总动量对应的喷雾下游范围更大.随着外喷嘴流量增加,喷雾上游出现空心区,且其范围随局部动量比增大而增大. Sauter平均直径(SMD)随局部动量比增加而增大,变化范围则随总动量增高而扩大.有空心区的喷雾SMD沿径向呈N形变化趋势,喷雾外缘粒径最大;实心喷雾SMD沿径向略有下降.喷雾合速度取决于总动量,合速度、轴向速度、径向速度均沿径向呈倒V形变化,但轴向速度以下降趋势为主,径向速度增加后缓慢减小或直接趋平.局部动量比越高,径向速度越高,轴向速度越低.此外,空心区下方喷雾速度场由液膜主导.

大流量气体减压器响应特性的仿真研究

针对自主研制的大流量气体减压器,建立了减压器工作过程的数学模型,采用四阶龙格-库塔法进行数值仿真,分析了减压器在下游阀门打开过程中的响应特性,仿真结果和试验结果一致。在此基础上用仿真的方法分析了主要结构参数对响应特性的影响规律。