液体火箭发动机推力室增材制造技术应用发展及面临的挑战

针对增材制造技术在液体火箭发动机推力室的应用和研究现状,本文分别综述了推力室常用增材制造技术及其在推力室喷注器、燃烧室和喷管中的应用研究,展望了增材制造技术在推力室研制中的发展方向,指出了增材制造技术在推力室应用中面临的挑战,通过分析这些挑战以期促进增材制造在推力室方面更广泛更深入的应用。

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。

液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的数值模拟(Ⅱ)数值方法与计算结果

对液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的二维局部非热平衡模型进行了数值计算。计算中采用了正交曲线坐标系（贴体坐标），并计及了冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的剧烈变化及固体壁沿轴向的导热。结果表明：推力室多孔壁面中靠近燃烧室的部分温度梯度很大；固体骨架与冷却剂的温度差异在推力室内壁面上最大；推力室多孔壁面材料导热系数的提高有利于降低壁面温度及温度梯度；随着冷却剂流量的增大，推力室壁中的最高温度明显下降；若设计合理，发汗冷却所需要的冷却剂的量只占总流量的２％左右。

液体火箭发动机推力室壁瞬态加载三维热结构分析

为了预测再生冷却液体火箭发动机推力室壁的应变分布,研究内壁失效机理,使用有限元法对推力室壁进行了三维瞬态热分析,在瞬态热分析结果的基础上采用多线性随动硬化模型对推力室壁进行了三维弹塑性结构分析。计算结果表明,多线性随动硬化模型能够准确地模拟推力室内壁材料的应力-应变关系;内壁温度达到稳态的时间相比外壁要短得多,在预冷、试车和后冷开始约0.1s后内壁温度便已经接近稳态;瞬态加载三维热结构分析能够确定推力室内壁最先失效的危险点的位置在喉部上游冷却通道中心;推力室壁瞬态加载三维热结构分析得到的最大残余应变比稳态加载大15.7%。

液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的数值模拟 (Ⅰ)数理模型

针对液体火箭发动机推力室的发汗冷却传热过程建立了数理模型。模型中考虑了冷却剂与结构材料之间存在温差、并进行对流换热，即采用了局部非热平衡模型。同时，模型中还计及了冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的剧烈变化及固体壁沿轴向的导热过程。

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。

液体火箭发动机推力室内壁三维热强度分析

为了分析再生冷却式液体火箭发动机推力室内壁失效机理、判断失效位置及确定循环次数,对其进行流-热-固耦合计算。流-热耦合模拟推力室再生冷却耦合传热过程并为热-固耦合提供边界条件,热-固耦合对推力室壁在循环加载下的变形进行三维结构非线性分析。通过计算,得到了推力室壁在单循环各阶段和循环加载下的应力应变分布,对计算结果进行后处理,得到了推力室内壁失效时的循环次数。结果表明,推力室内壁在循环热和机械载荷作用下向推力室内鼓起和变薄,喉部上游冷却通道中心最先失效。

CBR方法在液体火箭发动机推力室设计中的应用

液体火箭发动机推力室的设计和制造是一项极其复杂的系统工程,其性能参数、结构形式、组织方式、材料等的选择尤其依赖于设计人员丰富的经验和成功研制型号积累的设计知识。为实现对以往设计经验和知识的继承,在推力室的设计中引入了基于案例推理(CBR,case-based reasoning)的方法。基于案例推理的方法作为人工智能领域的一个重要分支,是指将过去对典型问题的求解事例,按一定的组织方式存储起来,积累成案例库,当用户求解某一新问题时,利用该案例库来指导进行求解的一种策略。根据液体火箭发动机推力室的设计内容、设计流程以及设计特点,得出推力室性能参数关系图,并基于案例推理的方法提出了推力室的案例表示方法和案例调整方案,并应用该调整技术实现了具体的案例调整。

液体火箭发动机推力室热力参数的数值仿真

用液体火箭发动机推力室工作过程的一组非线性方程，以混合比、燃烧室压力和出口压力三个参数作为正态随机变量，来反映推力室的内外干扰因素的影响，用 Ｍｏｎｔｅｒ－ Ｃａｒｌｏ（ Ｍ － Ｃ）方法对某型号液体火箭发动机推力室干扰因素进行了数值仿真，从而得到了推力室热力和性能参数的经验分布曲线、统计均值及在一定置信度下的置信区间。仿真结果表明，利用 Ｍ － Ｃ 方法对推力室进行数值仿真是完全可行的，所用的非线性模型是足够准确的。

液体火箭发动机推力室极限承载能力研究

基于MSC Patran/Marc软件的循环对称分析功能和材料、几何双重非线性分析功能,对液体火箭发动机推力室进行了计算分析,得到其极限承载能力,并给出了结构的极限承载能力曲线。

液体火箭发动机推力室总承载能力分析

利用有限元方法对液体火箭发动机推力室的总承载能力进行了计算分析,重点讨论了利用结构循环对称性简化有限元模型的具体方法,并给出了结构的总承载能力计算曲线。

双组元液体火箭发动机推力室材料研究进展

针对双组元液体火箭发动机,综述了难熔金属材料、贵金属材料、高性能复合材料三大推力室材料体系的研究进展,介绍了三大体系材料主要的制备技术和应用,讨论了使用局限性,并对推力室材料的发展趋势进行了展望。

液体火箭发动机推力室钎焊过程热固耦合分析

在考虑热电偶对真空炉加热分区电功率闭环控制的基础上,建立了液体火箭发动机推力室钎焊过程仿真计算的有限元模型.基于热固弱耦合方法,对推力室钎焊过程中的瞬态温度场和应力—应变分布进行了分析.确定了推力室在钎焊过程中热电偶所测温度与室壁温度的温差范围,得出了室壁温度的分布规律.应力—应变分布表明喉部内壁在焊接过程中易出现受压失稳.分析结论为改进钎焊工艺方案及探究室壁褶皱形成的深层次原因提供了理论基础.提出了工艺改进方案,并通过了试验验证,结果显示钎焊过程中推力室的褶皱现象得到有效控制.

未来运载器液体火箭发动机推力室技术研究

Astrium的航天基础技术分部(SI)正在研究下一代部分可重复使用和可重复使用液体火箭发动机的相关技术。本文总结了对以下主推力室组件所进行的技术研究工作:喷注器、主燃烧室、喷管延伸段。对于高性能分级燃烧循环发动机,先进喷注器的研究重点是气态推进剂的喷注。已经为Astrium的燃烧室设计了能够喷注液氧、冷却剂氢和预燃室热气体的喷注器。另一项工作是低成本喷注器方案研究,使单喷嘴的质量流量为标准喷嘴的四倍。对于主燃烧室,可以预见的可用技术是提高可重复使用推进系统中推力室的寿命。本文研究了一种弹性内衬和一种先进热防护壳体。文中给出了这两项技术的缩尺燃烧室试验结果。另一项主要工作是增加先进高性能胀膨循环发动机燃烧室壁的热传导。本文汇总了不同结构的缩尺燃烧室试验结果。对于喷管延伸段,研究重点是陶瓷基复合材料喷管延伸段,最近对缩尺试验件进行了试验,将燃烧室试验压力提高到8MPa。对于未来的高面积比方案(HARC),最近正在设计一种热量测量喷管延伸段,用于测量在满流和分离流状态下的热传导。

液体火箭发动机推力室多相流场的有效计算

本文介绍了应用多块程序法进行液体火箭发动机推力室多相流流场计算的有效性,描述了多块程序的特点以及此法在两台不同推力室中的应用。这两台推力室分别为:采用液膜冷却的400N Astrium发动机推力室和推力较大的再生冷却Astrium Aestus发动机推力室。在400N发动机中,研究了在近壁区域连续网格加密对计算结果的影响以及重要性,在正文中对该研究结果作了描述和讨论;随后在Astrium Aestus发动机中也应用了此方法。如果在近壁区域不作局部网格加密,则此区域网格纵横比将高得离谱,而网格的纵横比过高会减缓计算的收敛过程、降低计算结果的可靠性。恰当地应用局部网格加密方法,可以获得几乎不依赖于网格的计算结果。

重复使用火箭发动机推力室疲劳寿命研究进展

再生冷却推力室内壁的热-机械疲劳失效严重影响重复使用液体火箭发动机的可靠性和使用寿命,疲劳分析在内壁损伤机理研究、寿命预测和结构优化设计中具有重要作用。简要回顾了推力室再生冷却结构热-机械疲劳分析方法的发展历程,重点围绕材料本构关系、热-力响应计算和疲劳寿命模型,对比梳理已有方法,讨论其特点及应用。基于研究进展与工程需求,从全服役周期瞬态载荷环境、材料本构关系、热-机械损伤模型及验证、基体与涂/镀层耦合失效分析和基于有限数据的工程方法等方面给出了进一步研究的方向和建议。

液体火箭发动机热试车启动中导流锥对燃气管路流动特性影响研究

双推力室液体火箭发动机启动过程中,若出现两支管流量分配不均等现象,极易引起点火失败,造成重大损失。因此,燃气管路分叉处内部流动特性和在分叉处布置导流锥对改善流动特性影响的研究具有重要意义。本文针对某双推力室液体火箭发动机热试车启动过程中的燃气管路,以试验数据作为边界条件,开展了瞬态流动数值仿真研究。结果表明,火箭发动机热试车启动过程中,燃气管路流动呈现出4个典型阶段,分别为点火前的平稳期、点火后的一次上升期、下降期和二次上升期。在启动过程中,无导流锥时,导流罩进口存在预旋回流区、一侧出口存在滞止回流区,导流罩与燃气支管衔接处内侧存在转弯回流区,三者相互作用是造成两支管间压力分布不对称及出口质量流量分配不平衡的主要原因;有导流锥时,预旋回流区被导流锥约束而缩小,滞止回流区消失。有导流锥与无导流锥时相比,在启动过程中约0.2 s与0.6 s时刻,两支管对称测点压差均值分别降低约80.0%与80.0%,两支管出口质量流量差值分别降低约55.0%与80.8%。导流锥有效改善了流动特性,使得两支管压力分布的对称性提高,流量分配平衡性增强。导流锥对双推力室液体火箭发动机稳定性提高有重要作用。

变形高温合金在液体火箭发动机中的应用进展及展望

变形高温合金以其良好的耐高温、抗氧化、抗热腐蚀性能和较好的冷、热加工性,在液体火箭发动机推力室身部、涡轮壳体、涡轮转子等热端部件中得到了广泛的应用。通过查阅文献,综述了国内外变形高温合金及热加工技术发展现状、液体火箭发动机热端构件对高温合金性能需求、变形高温合金在国内外著名液体火箭发动机中的应用情况。结合液体火箭发动机可回收、高性能、轻量化、低成本的发展趋势,总结了变形高温合金在液体火箭发动机领域的主要发展趋势,包括研发针对液体火箭发动机服役工况的高温合金材料、改进热加工工艺,从而提升高温合金性能、降低高温合金构件制造成本;研发和推广耐高温轻质金属间化合物、降低热端构件质量。

液体火箭发动机推力室内壁寿命预估

为了分析推力室内壁失效机理及准确预估推力室内壁寿命,对推力室进行流-热-固耦合计算.流-热耦合为热-固耦合提供准确的热和机械载荷,热-固耦合模型对推力室内壁在循环加载下的变形进行非线性平面应变有限元分析.通过计算,得到了推力室内壁在单循环各阶段的应力-应变分布和循环加载下的变形过程,并进行了寿命预估.结果表明:采用的流-固耦合策略能准确地实现流-热耦合模块向热-固耦合模块的载荷传递,能为结构分析提供准确的边界条件.在预冷、后冷和松弛阶段,内壁承受拉应力;在工作阶段,内壁承受压应力.随着循环次数的增加,内壁残余应力和应变不断增大,内壁向燃烧室内鼓起和不断变薄,冷却通道中心最先失效.所采用的分析模型能够模拟内壁在循环热和机械载荷下的变形过程,用于预估推力室内壁的循环寿命.