长时间抗强氧化剥蚀固液发动机喷管热结构材料研究

能衔接固体发动机和液体发动机比冲的固液发动机得到广泛研究。由于固液发动机的强氧化剥蚀环境,发动机的主动热防护喷管很难满足长时间工作的需求。利用固液火箭发动机,喷管采用主动热防护方案,完成了工作时间长达200s固液发动机的喷管热结构型式设计、热结构材料制备和热结构材料筛选试验。完成两轮热试验工作。初始状态喷管和改进状态喷管均成功通过长达200s固液发动机热试车考核。研究结果表明:(1)固液发动机喷管的热结构设计与抗强氧化、高温烧蚀和剥蚀的材料制备,是保证喷管长时间稳定可靠工作的两个技术关键。(2)采用复相陶瓷复合材料结构件改进喷管的性能一致性、工作可靠性更高,材料烧蚀率相对更低。(3)改进喷管大幅度地提高固液发动机性能,提升燃烧室内压159%,提高发动机推力43%。

PE燃料热解过程对H_2O_2-PE固液发动机点火的影响

通过85%H2O2-PE固液火箭发动机中含有液体层的燃料热解模型,计算了PE燃料的热解过程,分析了燃料热解过程对点火时间的影响,计算结果和试验值一致。H2O2的流量对点火过程起决定性作用,当氧化剂流量低于最小点火流量时,发动机将无法点火。

国外固液发动机喷管用烧蚀材料试验研究

本文论述了国外对固液发动机喷管用烧蚀材料的烧蚀机理的研究 ,以及碳 /酚醛 ,二氧化硅 /酚醛 ,碳 /碳的测试与分析 ,结果表明分析测试方法对喷管设计是有效的 ,由于燃烧产物的影响 ,同种材料在固液发动机中的烧蚀率要高于固体发动机。

固液发动机实验燃烧器的气固耦合传热计算

针对固液火箭发动机中复杂的燃烧、传热过程,在FLUENT软件的平台上,采用气固耦合传热计算的方法模拟了二维扩散燃烧实验器中的温度、组分分布,并利用动网格方法模拟了固体燃面的不规则热解退移。稳态流场计算的结果和燃面动态退移情况都验证了扩散火焰距燃面的距离和燃面上方主流流速是影响退移速率的主要因素。此方法可以较好地模拟固液火箭发动机中复杂的非定常传热和燃面退移过程,较准确地预示固液发动机的内弹道性能。

流动参数对固液发动机燃料退移速率的影响

建立了固液混合火箭发动机流场与固体燃料之间热流固耦合计算的数值模型,通过模型指出建立燃料表面温度与退移速率之间的函数关系是耦合计算的唯一途径。针对二维平面燃烧情况,计算了入口氧化剂平均速度、几何斜面角度,以及燃面曲率对退移速率的影响。通过计算可知,提高氧化剂流速可提高退移速率;燃面与氧化剂的夹角只影响局部流动,对退移速率影响不大;沿着流向的燃面曲率影响较大,是提高退移速率的有效途径。

基于燃面耦合传热的固液发动机内流场模拟方法

针对固液火箭发动机中的燃烧流动,建立了一种基于流场与固体燃料之间耦合传热和PDF燃烧模型的通用计算模型。应用该模型计算了二维固液实验发动机燃烧室,得到了燃烧室内部的扩散燃烧和燃面退移速率。计算得到的燃面退移速率与实验结果吻合较好,说明该方法对固液火箭发动机内流场计算有较强的通用性,PDF模型可有效模拟混合发动机中的扩散燃烧过程;简化的一维燃面传热耦合方法可应用到多维计算;该模型可用来模拟固液发动机的内弹道和预示退移速率。

N_2O/HTPB体系固液发动机工作过程三维仿真

根据建立的新型化学反应动力学模型,通过模拟喷注系统中氧化剂的雾化和蒸发过程,以及解决固态燃料注入方式的数学建模等,实现了对N2O/HTPB体系固液发动机工作过程的三维数值模拟。分析计算结果可知:所建模型和方法可靠且较精确。研究发现,固液发动机工作时各物理场呈现的非均匀性表明三维仿真有其必要性。

固液发动机燃面退移控制因素分析

为获得固液发动机固体燃料燃面退移的控制因素和机理,开展了数值仿真和试验研究。建立二维轴对称计算模型,考虑燃料与氧化剂的混合燃烧和流动过程,计算得到了固液发动机工作过程中的温度、压强、速度和组分的分布,以及不同时刻固体燃料的燃面形貌。仿真与试验结果的对比证明了计算方法的有效性。结果表明:固液发动机的燃面呈现显著的非平行退移特征;燃烧室压强对燃面退移不均匀性的影响可忽略;控制燃面退移的主要因素是燃气传向固体燃料表面的热流密度,燃料表面的温度变化是宏观表现。在靠近喷嘴位置,燃面退移的热量传递主要受燃烧反应过程控制,而靠近喷管处燃面退移的热量传递主要受燃气流动过程控制。研究为固液发动机的装药优化设计和高效燃烧组织提供了理论依据。

N_2O/HTPB固液发动机燃烧室结构对药柱燃面退移特性的数值模拟

针对采用N_2O/HTPB推进剂的某固液火箭发动机,分析研究燃烧室长径比、前燃室长度、补燃室长度以及喉径等结构参数对固体燃料热解表面燃面退移速率的影响。通过建立一种基于流场与固体燃料之间耦合传热和PDF燃烧模型的数值计算方法,并经算例验证后,说明此数值模拟方法的合理性和正确性。因此,应用此数值模拟方法分别计算了燃烧室各结构参数对固体燃料热解表面退移速率的影响:药柱长径比对燃面退移速率影响较大,随着药柱内径的不断增大,退移速率逐渐减小;随着前燃室长度的增大,燃面退移速率也相应增加,但幅度较小;而补燃室长度以及喉径对退移速率基本无影响。适当增加补燃室长度,可增强氧化剂与燃料热解气体的掺混效果,从而提高燃烧效率。

一种改进的固液火箭发动机故障诊断方法

针对固液火箭发动机的可靠性问题,设计了一种改进的贝叶斯网络故障诊断方法,可以通过网络化自主逻辑推理,对固液火箭发动机进行故障诊断。为了提取时序观测信号的故障特征,提出将步进法与核主成分分析(KPCA)相结合的分析方法,并根据模糊C均值聚类算法(FCM)建立模糊多态贝叶斯网络,实现对观测信号尺度的模糊处理,提高对不确定性故障的诊断能力。通过Matlab/Simulink建立改进的贝叶斯网络故障诊断系统。仿真结果表明,改进的算法能够实现对固液火箭发动机常见故障的有效诊断,并能够适应小样本集学习的情况。与传统贝叶斯诊断算法相比,故障诊断的平均准确率提高了20.9%。

基于混合优化算法的固液发动机装药优化设计

为了减小固液发动机工作过程中氧燃比的变化导致的比冲等性能损失,提出基于差分进化和克隆选择的混合优化算法,建立装药优化问题的优化模型和优化流程,采用惩罚函数处理约束条件,对某型固液发动机进行了装药优化和分析.结果表明该优化算法和流程性能良好,优化后发动机的性能得到了明显提高,减小了余药质量分数和工作压强,改善了燃烧室和喷管的工作环境,且平均比冲提高了1.2%.

固液火箭发动机钨渗铜喉衬的烧蚀形貌及性能研究

以固体和液体混合燃料作为推进动力的固液火箭发动机具有特殊的高温、高压、氧化、粒子冲刷的燃烧环境。钨渗铜是一种自发汗冷却型高温材料,常用于发动机喷管的耐烧蚀部件。采用高温烧结-熔渗法制成钨渗铜合金喉衬,通过固液火箭发动机地面热试车考核,结果表明,钨渗铜喉衬在固液火箭发动机中最大平均线烧蚀率为0.151mm/s。喉衬不同部位的形貌与烧蚀环境有关:收敛部分大量燃气组分以颗粒形态附着并形成层状结构;喉部区域包含燃气组分颗粒堆积和钨渗铜基体裸露两种形态;扩张部分形成均匀的烧蚀表面。收敛部分检出大量燃料元素(Al、Mg);喉部存在W和Cu的区域,其它区域为燃料粒子沉积;扩张部分存在大量背衬材料中引入的Si。

固液混合火箭发动机中的关键技术及其发展

根据固液混合火箭发动机的结构特点及工作过程,分析了它所具有的优、缺点。纵观国内、外的研究情况,总结出固液混合火箭发动机中的关键技术和难点,主要包含:(1)发展新的高能固体燃料和氧化剂,提高固体燃料的退移速率;(2)测量工作过程中固体燃料退移速率;(3)研究不同类型固体燃料热解机理及规律;(4)建立固体燃料退移速率的公式;(5)抑制不稳定燃烧;(6)建立缩比准则;(7)发展混合火箭发动机工作过程模拟的数值模型等。分析了国内、外在研究中采用的技术途径、取得的成果,以及今后的发展方向。

固液火箭发动机推进剂组合能量特性分析

对固液火箭发动机常用燃料和氧化剂进行了总结,计算了常用推进剂组合的能量特性。在常用的推进剂组合中,燃料HTPB(端羟基聚丁二烯)、Paraffin(石蜡)和PE(聚乙烯)分别与同种氧化剂组合后的能量性能较接近,氧化剂LOX(液氧)与燃料组合后的真空比冲较高,98%H2O2与燃料组合后的密度比冲较高。对HTPB基燃料中加入添加物对发动机性能影响的单因素分析和正交试验设计表明,Al、AlH3、AP、B 4种添加物均使发动机最佳氧燃比值减小,AlH3对真空比冲的提高作用最显著,Al对密度比冲的提高作用最显著,各种添加物间的交互影响作用不明显。

固液混合火箭发动机燃烧室和喷管流动数值模拟

固液混合火箭发动机是采用液体作为氧化剂,固体作为燃料的一种典型的混合火箭发动机。固液混合火箭发动机中的燃烧和流动问题是固液混合火箭发动机设计中的关键问题,对固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行一体化计算很有必要。利用二维轴对称N-S方程和组分方程对选用液氧/端羟基聚丁二烯推进剂的固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行了一体化计算。计算采用LU时间隐式格式、MUSCL空间离散和Van Leer矢通量分裂方法,采用有限速率化学反应模型,对化学源相进行了点隐式处理。计算中分别采用了一步化学反应模型和两步化学反应模型方案,计算了多个氧化剂流速和燃烧室压强下的燃烧室和喷管流场分布,对化学模型进行了选择,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据。

固液混合火箭发动机固体燃料的燃速计算

分析了固液混合火箭发动机的燃烧特点、燃烧中气相过程和固体燃料内部的传热过程,利用由传热理论得出的固体燃料燃速公式和阿累尼乌斯(Arrhenius)燃速公式耦合计算,得到了燃速与氧化剂流率、轴向距离、装药初温和时间的变化规律.计算结果表明固体燃料燃速主要受氧化剂流率和轴向距离的影响,随氧化剂流率的增加而增加,随轴向距离的增加而减小.固体燃料燃速温度敏感性小,在设计发动机时可以不考虑装药初温的影响.利用热力计算得到了绝热燃烧温度与氧化剂流率和药柱长度的变化规律,绝热燃烧温度随氧化剂流率的增加存在一最大值.计算结果与相关文献的报道比较吻合,为进一步研究固液混合火箭发动机的燃烧及流动问题打好了基础.

H_2O_2/HTPB缩比固液火箭发动机药柱燃速试验研究

对采用90%H2O2/HTPB基推进剂组合的缩比固液火箭发动机开展了药柱燃速试验研究,得到了不同点火方式和不同氧化剂流率下的药柱燃速。试验结果表明,在相同的氧化剂流率下,催化点火方式比点火药点火方式药柱燃速要高,燃烧室压力更为平稳,同时建压时间要长。根据点火药点火方式下不同氧化剂流率的药柱燃速拟合得到了燃速公式,并运用燃速公式对300 mm全尺寸发动机进行了装药设计及内弹道性能计算,得到的理论性能曲线与试验结果吻合很好,验证了本文采用的燃速研究方法及结果。

固液混合火箭发动机仿真与优化设计

建立了固液混合火箭发动机的仿真模型和相应的单目标和多目标优化模型,编制了系统仿真程序;采用差分进化算法针对不同的优化目标对发动机的参数进行优化;针对挤压式系统建立了质量模型,在优化过程中考虑了主要部件结构质量对发动机性能的影响;针对固液发动机常用的侧面燃烧药柱编制了内弹道计算程序。以药柱几何参数、氧化剂流量、燃烧室平均工作压强和喷管扩张比等参数为设计变量,对发动机平均比冲、总质量、关机时飞行速度和密度比冲等性能参数进行优化,在Pareto分析的基础上选择了氧化剂流量、燃烧室平均工作压强和喷管扩张比对发动机性能的影响作了深入研究;最后对某型固液发动机进行了优化分析。

H_2O_2-PE固液混合火箭发动机试验研究

介绍了挤压式H2O2 PE固液混合火箭发动机试验系统及发动机结构特点。研究了确定固液混合火箭发动机工作点的方法,按照这种方法可以使发动机在最佳的配比附近工作,有利于提高燃烧效率和比冲。分析了固液混合火箭发动机低频耦合振荡机理和现象,利用氧化剂和燃料燃烧时滞的概念,理论上计算模拟了发动机的低频耦合振荡过程,提出了避免这种燃烧振荡的措施和方法。

N2O／HTPB固液火箭发动机喷管两相流计算

利用二维轴对称N-S方程对选用氧化亚氮/丁羟基燃料推进剂的固液混合火箭发动机的喷管两相流进行了计算.计算采用MacCormack时间推进预报校正二步格式,采用了Baldwin-Lomax代数湍流模型和两相平衡流模型.计算了三种氧燃比下4个不同喷管的喷管流场参数,并计算了喷管性能,通过比较两相流和气相流的计算结果,分析了不同氧燃比和喷管形状对喷管性能的影响,认为固液火箭发动机的性能主要受氧燃比的影响,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据.