液氧煤油火箭发动机不稳定燃烧过程的数值分析

采用欧拉-拉格朗日方法对液氧煤油发动机燃烧室内的两相燃烧过程进行数值模拟,在验证模型可靠性基础上,分析无隔板工况下自激1阶切向高频不稳定性燃烧出现的原因。结果表明:喷嘴间雾化锥发生相互干涉使得推进剂空间分布不均,导致脉动释热,同时燃烧室内无隔板时横向压力波阻尼特性降低,使得燃烧室内出现1阶切向燃烧不稳定性;在不稳定燃烧过程中,压力振荡波形和频率与释热波动的波形和频率产生耦合,耦合程度越高,所含释热波峰峰值数量越少,其振荡幅值也将越大。

液氧/煤油补燃火箭发动机氧路低频动特性分析

液体火箭发动机氧路系统低频动特性研究是进行运载火箭POGO振动分析和判别的必要工作。以某型液氧/煤油补燃循环火箭发动机为研究对象,采用模块化建模方法建立了基于自动控制理论的发动机氧路系统线性小偏差的传递矩阵模型,分别对发动机氧路系统和试车台氧化剂输送系统动特性进行数值仿真,并对比分析了试车数据和仿真结果。研究表明,数学模型和计算方法具有一定的正确性;熵波对系统的低频动特性有一定影响。

基于补燃循环低温液氧/煤油火箭的POGO稳定性分析

以采用低温液氧/煤油补燃循环发动机的某运载火箭为研究对象,根据动量方程、能量方程和质量守恒方程,用模块化方法建立了补燃循环发动机特有的燃气发生器、涡轮、燃气导管和气-液型推力室的传递矩阵模型,基于Nyquist判据建立了全箭纵向耦合振动(POGO)稳定性分析模型。用新模型分析了该运载火箭的POGO稳定性,确定了蓄压器pV值设计要求为0.4MPa·L。飞行试验考核表明:整个飞行中未发生POGO振动,理论分析结论与飞行试验结论一致,稳定性分析模型合理可靠,可用于后续采用低温液氧/煤油补燃循环发动机火箭的POGO稳定性分析。

大推力液氧煤油补燃发动机高频燃烧不稳定性的控制方法

针对大推力液氧煤油补燃发动机高频燃烧不稳定性问题,讨论了气液同轴式喷嘴、隔板和整流栅等主要控制方法及其控制机理。对喷注单元和隔板进行了声学实验,获得了气喷嘴长度、节流直径以及隔板高度、间隙等结构参数对燃烧室声学特性的影响规律。研究表明,合理设计气液喷嘴和隔板可有效控制高频燃烧不稳定性;对未来重型运载大推力补燃火箭发动机的高频燃烧不稳定性控制方法以隔板和气液喷嘴为主,应采取流强分区、整流栅等技术措施。

液氧煤油发动机试验液氧温度测量研究

液氧煤油发动机试验中,液氧温度是影响试验流程和发动机性能评估的重要因素。为了提高液氧低温测量精度,研制了用于液氧低温测量的热敏电阻传感器,建立了低温温度测量系统;通过对热敏电阻低温测量特性、低温温度测量系统的组成和原理的介绍,分析了低温测量技术,从而实现了宽温区的低温测量和特定温区内低温精确测量,提高了液体火箭发动机试验液氧温度测量准确性,为提高液氧流量测量奠定基础,同时也为其它低温温度测量提供借鉴。

载人登月主动力——大推力液氧煤油发动机研究

大推力液氧煤油发动机是航天运载主动力的发展方向,是载人登月等重大航天活动的动力基础。提出了我国载人登月主动力—600吨级双推力室液氧煤油发动机的发展设想,并提出了该发动机补燃循环、泵后摇摆等总体方案,选择了发动机主要参数,进行了总体布局设计,梳理了关键技术,探讨了其用途。这将大幅提升我国进入空间的能力,以满足我国载人登月和深空探测等重大航天活动的动力需求。

液氧煤油并行加注安全性试验论证

液氧(LOX)煤油因推力大、密度比冲高、经济性好,是目前主流的液体火箭推进剂组合。但目前仍广泛采用的串行加注流程存在加注发射流程长、煤油加注后温升显著等不足。为实现液氧煤油并行加注的工程应用,通过氧气煤油封闭试验、液氧煤油泄漏试验和安全边界试验迭代开展了安全性试验论证。结果表明液氧煤油并行加注的安全性控制指标为煤油蒸气浓度小于1.80%,可通过控制煤油温度低于62.2℃或蒸气温度低于41.8℃实现。对发射场液氧煤油的典型泄漏工况,即使在气温为40.0℃、密闭等极端环境条件下煤油蒸气最大浓度仅为0.53%,因此并行加注仍是绝对安全的。研究成果已在某中型液氧煤油运载火箭2022年以来的发射服务中应用,实现了加注流程优化64%,发射日流程优化33%。

隔板喷嘴排列方式对推力室燃烧流场影响研究

针对液氧煤油液体火箭发动机,采用全尺寸六分之一网格,设置周期性边界条件的简化模型,计算得到了喷注器面径向隔板喷嘴交错排列时推力室内三维非稳态两相湍流燃烧流场分布,与全尺寸网格计算结果基本一致,验证了算法与简化模型的有效性,并与喷注器面径向隔板喷嘴直线排列时推力室燃烧流场计算结果进行了对比。结果表明,采用全尺寸六分之一网格,也可较好地数值模拟推力室内燃烧流场;径向隔板喷嘴交错排列,不但有利于延长煤油和氧气的混合时间,使混合更加充分,提高燃烧效率和燃烧室压力,而且可增加喷嘴空间分布的均匀性,使燃烧室中雾化粒子分布更均匀,从而提高温度分布的均匀性。

雾化角对液体火箭发动机燃烧室压力振荡的影响

针对液氧/煤油火箭发动机模型燃烧室实现了三维非稳态两相燃烧过程的数值模拟,得到的燃烧室截面平均压力和平均速度与实验吻合。在初边值条件不施加任何扰动的情况下,得到了燃烧室压力自激振荡过程,并研究了液氧和煤油喷嘴雾化角对燃烧室压力振荡的影响。计算结果表明:当雾化角为40°或120°时,由于燃料与氧化剂喷雾锥重叠区域较小或较大,导致了推进剂混合很差或很好,不易在燃烧室头部出现局部爆炸性的可燃混气团,致使燃烧室压力振荡强度较弱;而当雾化角为中间值65°时,易于出现爆炸性的可燃气团并导致剧烈的压力振荡,使燃烧室中出现燃烧不稳定性。因此,雾化角的合理设计是抑制燃烧不稳定性的一种途径。

节流阀阀芯型面优化设计

简要叙述了液氧/煤油火箭发动机节流阀阀芯型面优化设计的方法。原有节流阀的流阻特性不满足发动机使用要求,根据系统对节流阀的参数要求,采用分段插值拟合法对节流阀阀芯型面重新进行了优化设计,优化后的节流阀液流试验合格,并通过了发动机热试车考核,其性能完全满足系统要求。