三组元火箭发动机推力室试验研究

通过冷试研究了多种喷嘴的特性,总结了工作参数和结构参数对喷嘴性能的影响规律;进行了大量三组元推力室双工况热试,研究了不同工作参数和结构参数对三组元推力室燃烧性能的影响;利用旁通阀方案和液氧可调汽蚀文氏管方案分别成功进行了三组元工况与两组元工况的模态转换试验,实现了大范围工况调节;对三组元推力室内部燃烧和传热过程进行了数值仿真,考察了推力室冷却方案的可行性。

三组元发动机氢的质量分数对燃烧流场影响的数值研究

用三维湍流 N - S方程以及颗粒轨道模型描述气氢 /煤油 /液氧三组元发动机内部喷雾两相湍流燃烧过程。气相化学反应速率由 Arrhenius公式计算。采用 19步详细反应动力学模型来描述氢氧反应 ,三步总包反应模型来描述煤油与氧反应。通过耦合求解气液两相流模型方程 ,得到了三组元发动机的燃烧流场 ,并与热试结果进行了比较验证。同时分析比较了增加氢的质量分数三组元工况以及只有煤油 /液氧的两组元工况下的不同流场特性。研究结果表明 ,在煤油燃料中增加适量的氢有利于缩短煤油液滴蒸发距离 。

三组元液体火箭发动机实现单级入轨的优化分析

建立了三组元液体火箭发动机性能计算模型、单级入轨可重复使用运载器质量模型和弹道模型,以起飞质量为目标函数,优化得到了实现单级入轨的发动机基本参数。结果显示:三组元发动机性能比氢氧发动机高10%。本研究是三组元发动机系统设计和分析的基础。

以YF-75发动机为平台的三组元液体火箭发动机系统设计

三组元火箭发动机是实现单级入轨的一项关键技术,是以液氧为氧化剂,以高密度的烃类燃料(如煤油)及液氢为燃料,在低高度飞行段采用三组元,在高空采用液氧/液氢双组元,提高了发动机的密度比冲。通过系统平衡计算设计的三组元发动机,建立在YF-75发动机的基础之上,充分继承了已有的液氢/液氧发动机的研制成果,是可以在短期时间内实现的三组元液体火箭发动机。