液体推进剂火箭发动机推力室再生冷却通道三维流动与传热数值计算

应用湍流模型对液体推进剂火箭发动机再生冷却推力室通道的流动与传热进行了三维数值模拟,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化,冷却剂比热容及金属固体物性随着温度而变化。计算采用标准k-ε双方程湍流模型及气-固耦合算法。结果表明:推力室燃气侧壁面的温度和热流密度的最高点均发生在喉部附近,喉部横截面固体区域最大温度梯度靠近燃气,喉部附近氢气在垂直主流方向的截面上产生了二次流。气固耦合面最大热流密度及最大对流换热系数同样位于推力室喉部附近。

模糊模式识别技术在液体推进剂火箭发动机故障诊断中的应用

为了达到精确诊断火箭发动机故障的目的,通过对数据进行归一化处理并采用择近原则进行火箭发动机故障诊断识别研究,采用样板法构造隶属函数,运用最大隶属度原则的模糊模式识别方法识别效果的手段,得到一种具有较高识别率的故障模式识别方法.

液体火箭发动机一种通用模块化仿真方法

为了研制一种较为通用的液体火箭发动机工作过程的仿真软件, 依据模块化建模思想, 建立发动机各组件的Simulink仿真模块。根据发动机系统中各组件之间的参数信号传递关系, 连接各模块的相应输入输出端口即形成整个发动机系统的仿真模型。对某型发动机的起动过程进行仿真计算, 结果表明这种模块化的建模仿真方法易操作, 较通用。

液体火箭发动机系统瞬变过程模块化建模与仿真

为对发动机研制过程中多种试验方案进行仿真预示和对发动机进行结构优化,研究了液体火箭发动机系统瞬变过程模块化建模与仿真方法。提出了流体管道系统的管道 体积模块化分解方法,将组成发动机系统的典型元部件划分为21个模块,并建立了仿真数学模型。提出了一种描述模块元件及其连接关系的系统组态矩阵,以及模块的组合连接方法和组合系统的仿真计算方法。在此基础上,研制了分级燃烧循环液氧 液氢发动机系统瞬变过程的模块化建模与仿真软件(LRETMMSS),建立了某型号液氧 液氢补燃发动机的半系统试验的仿真计算模型,进行了仿真计算,计算结果与实验数据吻合。

液体火箭发动机推力室冷却通道传热优化计算

采用标准k-ε两方程湍流模型对液体火箭发动机推力室再生冷却通道三维湍流流动与传热过程进行了数值预测,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化,通过两种优化方案来改变推力室冷却通道的深宽比。方案一为保持冷却通道的深度及肋宽不变,通过改变推力室壁面通道个数来改变通道的深宽比,方案二为保持通道数目不变,通过增加或降低通道高度来改变通道的深宽比。以此计算在不同通道深宽比下推力室壁面的传热特性,并进行了优化分析。计算结果表明:存在着一个最佳冷却通道个数,使得推力室壁面再生冷却效果达到最佳;在相同质量流量下,降低通道高度能够强化推力室传热,但同时增加了进出口压差。

液体火箭发动机试验台贮箱增压系统模块化仿真

采用一维理想气体流动的有限元状态变量模型,运用模块化建模与仿真方法和Fortran90语言进行了某液体火箭发动机试验台贮箱增压系统工作过程的仿真,获得了细致的管网状态参数分布曲线,为分析贮箱增压系统的工作过程及各组件的作用提供了数值依据。数学模型和模块化建模与仿真方法显示出较好的有效性和通用性。

航天器推进系统发动机动态特性研究

以一维流体瞬变理论为基础,采用特征线有限差分格式,编制航天器推进系统液体推进剂火箭发动机动态过程的通用仿真软件,并对某多台发动机系统的动态特性进行研究。结果表明,该模型较好地描述了系统瞬变特性和水击现象,所开发的软件可方便进行其它推进系统的分析,为发动机系统设计和优化提供指导。

液体火箭发动机推力室冷却通道流动与传热数值研究

采用气固耦合算法对液体火箭发动机推力室再生冷却通道的流动与传热过程进行了三维湍流流动与传热数值模拟,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化。应用大涡模拟及标准k-ε双方程模型两种湍流模型分别进行数值模拟,详细揭示了再生冷却通道固体区和流体区内的速度场和温度场,并在不同的计算网格数目下对两种湍流模型的计算结果进行了对比。结果表明,在相同的网格条件下,标准k-ε双方程模型与实验数据的吻合精度比大涡模拟模型更好,且满足工程计算精度。随着网格数的增加,大涡模拟的计算精度逐渐得到改善。

通道深宽比对液体火箭发动机推力室再生冷却的影响

应用湍流模型对液体推进剂火箭发动机再生冷却推力室通道的流动与传热进行了三维数值模拟,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化,冷却剂比热容及金属固体物性随着温度而变化.计算采用标准k-ε两方程湍流模型及气-固耦合算法.保持再生冷却通道个数及冷却工质进口流量不变,通过改变通道肋壁厚度来改变冷却通道深宽比,研究不同深宽比对推力室壁面再生冷却效果的影响规律.计算结果表明:增加通道深宽比对推力室壁面能够起到强化传热的作用,但同时也增加了冷却通道的进出口压差.这是由于冷却工质流速的增高,从而提高了推力室传热系数.随着深宽比不断增加,推力室再生冷却效果趋于饱和,而冷却工质进出口压降则不断上升.

基于分布参数线性化模型的分级燃烧循环液体火箭发动机频率特性计算

采用一维分布参数模型描述发动机的管路系统 ,将发动机各部件和管路的线性化模型表示为联系输入输出参数的传输矩阵形式。根据发动机各部件的连接关系 ,将发动机系统划分为若干模块 ,用矩阵变换的方法求得发动机各模块的传输矩阵 ,构成发动机系统方程组 ,用数值求解的方法计算了某分级燃烧循环液氧

液体火箭发动机数值模拟的计算模型建立方法

提出了一种较为简单、灵活的用于液体火箭发动机数值模拟的计算模型建立方法,不需要改变编写过的软件,只要建立相应的输入文件,就可以对新的发动机方案进行研究。和其它方法相比,所建立的计算模型不是以发动机部件为基本单位,而是基于数学模型中的方程。利用该方法编写了发动机静态特性仿真软件,并对一个气氧 酒精试验台作了静态特性和稳态故障仿真。结果表明,仿真软件使用灵活,计算量小,求解速度快。

基于小波理论的液体火箭发动机试验数据噪声处理

为消除液体火箭发动机地面试验中的稳态测量参数测量信号中各种噪声和干扰的影响,减少测量数据试验偏差,保证试验数据的正常使用,针对液体火箭发动机地面试验的压力、流量、转速、温度等分析了相邻算术平均法、Savitzky-Golay滤波器、FFT低通滤波器和小波降噪方法对试验数据的处理效果,提出了运用小波分析的方法处理液体火箭发动机地面试验稳态测量参数数据,给出了小波降噪的模型和处理步骤。结果表明,小波分析方法能够同时完成稳态过程和工况变化时刻的测量数据分析处理,非常适合液体火箭发动机的试验数据处理。

液体火箭发动机推力室粘性流场数值模拟和实验验证

运用耦合点隐式方法的MacCormak两步差分格式结合k ε湍流模型求解肼类燃料发动机推力室中的粘性化学反应流动。化学反应采用17种组分,12个主要反应的有限速率的化学反应模型,得到了流动参数在推力室中的分布情况。其结果同理论分析的相一致,最后用实验验证了用数值模拟方法的正确性,研究结果对发动机的设计、性能和理论研究具有重要的实际意义和参考价值。

模态区间方法在液体火箭发动机系统仿真中的应用

模型简化和系统参数的不确定性导致基于定量模型的液体火箭发动机仿真结果与系统的真实行为存在差异。利用模态区间分析方法对系统进行仿真,得到的结果为一包含系统真实行为的包络线,它是系统真实行为区间的优化。通过对某泵压式液体火箭发动机稳态工作过程的模态区间仿真计算,证明模态区间分析方法对复杂动态系统建模仿真是有效的。

独立分量分析在液体火箭发动机故障检测中的应用

针对液体火箭发动机试车中,因噪声干扰、不同源信号之间的混叠而造成的信号信噪比低、信号分析和特征提取难度大的问题,提出采用独立分量分析(ICA)法对液体火箭发动机试车信号进行分离,以提高信号的信噪比,并能实时反映各子系统工作过程,为数据分析、特征提取和故障检测与诊断提供可靠的信号。通过对某型液体火箭发动机热试车压强信号进行实例分析,验证了该方法的有效性。

喷雾特性对液体火箭发动机燃烧稳定性的影响

用数值方法研究了一甲基肼 /四氧化二氮自燃推进剂 (MMH/ NTO)喷雾液滴直径对火箭发动机燃烧稳定性的影响。从喷雾特性对蒸发速率的影响规律出发 ,发展了喷雾液滴大小影响蒸发速率的物理模型。以蒸发作为燃烧速率控制过程 ,由 MMH的分解蒸发速率来控制。用蒸发和分解的时滞分析了燃烧不稳定性 ,应用 CFD技术发展了评定燃烧稳定性的脉冲枪模型 ,得到了对燃烧振荡的敏感分析 。

基于多目标优化的液体火箭发动机减损与延寿控制

着重分析了减损与延寿控制律的综合过程,提出其基于多目标优化方法的理论基础。在建立某型液体火箭发动机系统动力学模型、关键部件之涡轮叶片的结构分析模型及其材料损伤模型的基础上,分析了应用非线性规划法求解减损与延寿控制律的过程。对发动机起动过程实施减损与延寿控制,结果表明在系统性能略微损失的情况下,可以较大幅度地减小涡轮叶片的损伤,从而达到延长发动机工作寿命的目的。

液体火箭发动机涡轮泵状态监测与故障诊断系统研究

针对火箭发动机地面试车时间短、工作转速高且重复性不好的特点 ,根据实时性、有效性、可靠性、开放性与通用性的系统设计原则 ,研制了火箭发动机涡轮泵状态监测与故障诊断系统—— TCMD2 0 0 0。该系统采用并行冗余结构 ,保证同步整周期采样的同时 ,实现了高速连续数据采集和存储 ,并应用了进动分析方法提高故障诊断的准确性。对 TCMD2 0 0 0系统进行了发动机试车故障监测考核 ,结果表明 ,所研制的 TCMD2 0 0 0系统达到了设计指标 ,适合火箭发动机的状态监测与故障诊断。在发动机研制过程中 。

液体火箭发动机起动过程的动态仿真计算

依据模块化建模思想,建立了某新型上面级发动机系统起动过程的数学模型,并编写软件对起动过程进行了仿真计算。计算结果表明这种模块化的建模仿真方法易操作,软件通用性强,仿真结果与试验结果相符,并计算分析了入口参数变化对发动机起动过程的影响。

液体火箭发动机涡轮泵耦合分析

为提高液体火箭发动机工作可靠性,防止灾难性故障发生,避免其涡轮泵旋转频率与燃气脉动频率耦合,对涡轮泵的激励传递途径进行建模分析研究得出了发生器燃气压力脉动是重要激励源的结论。通过构造涡轮盘旋转频率与激励的耦合准则,计算得到了发动机涡轮泵工作时存在的耦合转速区,并对发动机热试车耦合情况进行了分析验证并得到了一致结论。