某型膨胀循环发动机高空模拟试验方案研究

某型膨胀循环发动机在研制初期基于环境压力可能对膨胀循环发动机起动加速性有较大影响的考虑,采用了全程主动引射高空模拟试验方案,试验结果显示环境压力对发动机起动加速性的影响较小。发动机室压和喷管面积比是影响引射方式的主要参数,该型膨胀循环发动机与采用被动引射的某型燃气发生器循环发动机参数相当,这为该型膨胀循环发动机采用被动引射提供了可能,并对膨胀循环发动机采用被动引射高空模拟试验方案的可行性进行仿真研究。

膨胀循环发动机技术的发展、应用与展望

系统总结了国内外膨胀循环发动机技术的发展和应用情况,在分析未来航天发展需求、研究膨胀循环发动机技术发展方向的基础上,对膨胀循环发动机技术未来的发展进行了展望。

膨胀循环发动机空间二次启动问题研究

膨胀循环发动机采用箱压自身启动,启动的初始能源来自箱压和以推力室为主的结构换热。发动机完成一次工作后,先后要经历一次关机、滑行、预冷、二次点火/启动等一系列复杂过程,导致发动机空间二次启动与地面启动、一次启动存在着显著差异,在地面完全真实地模拟这一过程十分困难。采用地面模拟试验、真空模拟试验和数值仿真相结合的方法,对膨胀循环发动机空间二次启动所涉及的若干技术问题进行研究。

25吨级膨胀循环发动机技术方案研究

通过推算国外20吨级氢氧膨胀循环发动机系统参数,获得发动机系统的关键特征,介绍25吨级膨胀循环发动机系统方案设置,通过参数平衡优化及最低夹套温升条件限制,提出25吨级膨胀循环发动机主要性能参数,并简要介绍了推力室、氢涡轮泵两大核心组件技术方案及其它需开展的关键技术。

膨胀循环发动机推力室传热优化

针对膨胀循环发动机推力室身部燃气侧的内壁增强换热结构和冷却剂侧的冷却通道结构这两个影响推力室身部换热最关键的结构分别进行多种结构下的数值模拟对比。通过分析各结构的模拟结果,得到了能够合理提高推力室身部换热能力的内壁加肋结构和圆柱段冷却通道深宽比的结构特征。

某膨胀循环发动机推力室冷却结构流场仿真分析

为了研究某膨胀循环氢氧发动机推力室冷却结构流场分布特性,进行了单根冷却通道和完整冷却通道结构的三维CFD分析。仿真计算过程中,以单根通道模型的仿真结果作为完整通道结构模型流场仿真分析的边界条件之一,并考虑了材料物性参数随温度或压力的变化。分析结果表明：1）仿真预测的温升、压降与热试验实测值吻合,该推力室冷却通道流量相对偏差范围为-4.8%~6.6%,由此造成喉部气壁温的环向偏差为33 K;2）集合器管内流体的环向流动压差、法兰起分流或汇聚作用时拐弯效应形成的压力波动是造成冷却通道流量不均匀分布的主要原因,出口集合器内的压力分布对通道流量分布起主要作用;3）提高通道流量均匀性的措施可以从增大出口集合器管径或采用变管径设计、采用扩口型法兰并设置弧形导流片、集合器的进、出口法兰布置在同一环向位置等方面进行考虑。

膨胀循环发动机全局快速非奇异终端滑模控制

以某型氢氧膨胀循环发动机为研究对象,基于AMESim建立部件级模型,采取调节氢、氧涡轮旁通阀开度来调节发动机推力、混合比的控制方案实现变推力调节。针对膨胀循环发动机非线性、时变性、不确定性的特点,使用系统辨识手段建立设计点的双输入双输出二阶状态空间模型。利用辨识得到的模型设计全局快速非奇异终端滑模控制器,以部件级发动机模型为控制对象进行AMESim/Simulink联合仿真。仿真结果表明:所设计的控制器动态特性良好,响应迅速,无静差。

25 t级氢氧膨胀循环发动机推力室氧腔流动仿真

为提高25 t级氢氧膨胀循环发动机推力室氧喷嘴出口流量均匀性,采用CFD方法对氧腔内流场进行了三维稳态数值仿真研究,分析了造成出口流量分布不均的原因,并据此设计了4种改进结构的氧腔,对每种结构进行了细节优化。通过数值仿真得到了不同方案氧腔内的流场分布以及喷嘴出口流量分布,对比分析了均流板和液氧入口结构对出口流量均匀性的影响。研究结果表明:通过采用扩张型入口结构降低氧腔入口流速,可以显著提高出口流量均匀性,喷嘴出口流量相对分布范围由11.97%降低至4.54%;通过增加均流板孔数并调整孔径大小可提高出口流量均匀性,喷嘴出口流量相对分布范围由11.97%降低至6.56%;凸顶式或凹腔式均流板的均流效果与平板式均流板相比均较差。

膨胀循环氢氧发动机低箱压起动特性研究

为满足长时间在轨低温上面级对发动机低入口压力起动的需求,对膨胀循环氢氧发动机低箱压起动特性进行了仿真和试验研究,建立了较为准确的起动特性仿真模型,完成了地面环境和高空模拟环境氢入口低箱压起动试验。结果表明,氢入口压力越低,发动机起动加速性越慢,两者呈类似双曲线关系;降低喷管出口背压有利于发动机起动,氢入口压力越低,背压对起动加速性的影响越大。

膨胀循环氢氧发动机低压火炬的点火能量研究

针对膨胀循环氢氧发动机多次点火需求,采用氢、氧推进剂吸热着火和火炬燃气降温放热的假设,用热力计算方法从理论上分析了推力室采用火炬点火的能量问题。在考虑火炬燃气与推力室内的氧补燃后,富燃低压火炬点火器的点火能量能够满足推力室点火需求。研制了2种低压火炬点火试验系统,对膨胀循环发动机进行了17次点火试验,试验结果与理论分析结果相符,验证了补燃点火假设。

火箭发动机启动过程的部分可观Petri网故障诊断

针对液氧/甲烷膨胀循环发动机启动过程中存在的不可观事件和不可观运行状态,现有故障诊断方法仍存在诊断不准确的问题,提出一种基于部分可观Petri网的故障诊断方法.首先,将系统获取的观测序列分解为单位长度的基础观测序列,应用线性矩阵不等式计算与基础观测序列相符的点火序列集;然后,采用向前-向后算法拓展诊断区间、参数K限定故障诊断序列长度,通过分析点火序列集中不可观变迁是否正常点火,判定观测序列是否包含故障;最后,将部分可观Petri网故障诊断算法应用于液氧/甲烷膨胀循环发动机启动过程.结果表明:所提出的算法使计算复杂性缩小为原来的h_o^(-1)·e^(h_o-K),避免随状态空间复杂性增大而出现的状态空间爆炸问题,同时算法能进行实时跟随、在线诊断,诊断准确性可达到99.134%.

火箭发动机两级反转小涡轮的设计与试验

本文叙述了反转式小涡轮泵系统的气动设计和台架试验评估。这种涡轮所代表的技术应用于一台先进的上面级火箭发动机涡轮泵中、这台发动机采用氢氧膨胀循环并通过高效燃烧、高燃烧压力、高喷管膨胀面积比获得高性能指标、发动机性能指标要求涡轮泵的驱动涡轮能在低燃气流率条件下获得高效率。小流率导致叶型的直径、高度及弦长都很小,因此高效和小尺寸的要求对涡轮设计提出了一个具有挑战性的问题。本文叙述用一种非常规的方法来迎接这一挑战,并详细叙述了设计程序以及由此产生的叶型构型、本文对分析一级或二级结构形式以及无二级静叶结构形式的全尺寸气动性能计算方法和结果作了介绍,这项成果的全部结果表明;先进的气动设计工具和硬件生产技术为制造先进火箭发动机的小型高性能涡轮提供了可靠的基础。

气氢/液氧同轴喷注器变工况燃烧流场相似性

为研究不同室压工况下气氢/液氧燃烧流场的相似性,设计了喷注器试验件,并采用数值仿真和热试验的方法对气氢/液氧喷注器的喷雾燃烧流场进行了研究。数值仿真选取试验件的1/6进行三维稳态计算,其中湍流模型采用SST k-ω模型、化学反应采用考虑氢氧6组分9步反应机理的涡耗散概念模型、液氧液滴采用离散相模型,共进行了2.8~9.8 MPa范围内8种典型工况的数值仿真。热试验采用气氢/液氧推进剂,进行了4.5 MPa、5.4 MPa和6.8 MPa这3种不同室压工况共4次挤压热试验,采用量热式水冷身部对燃烧室壁面热流进行了测量。仿真和试验结果表明:对于气氢/液氧同轴直流喷注器,在混合比、氢氧温度和喷注速度相同的情况下,当室压大于液氧临界压力时的燃烧流场具有相似性;而室压小于液氧临界压力时的燃烧流场与大于临界压力的燃烧流场结构存在差异。

低压比煤油涡轮数值计算与优化设计

小流量煤油涡轮泵可用于膨胀循环超燃冲压发动机燃料供应系统,针对特定工况提出了超临界/裂解态煤油基低压比涡轮的数值计算方法和优化设计策略。根据液体火箭发动机中典型的涡轮设计方法获得了低压比煤油涡轮的设计方案,采用湍流模拟方法结合煤油的多组分代理模型对25kr/min转速下的涡轮内部超临界态流动进行数值计算,发现设计方案的轴功率超过所需轴功率的120%,不利于涡轮泵系统在设计点工况下的稳定运转。取涡轮轴功率大于所需轴功率为约束条件,选择涡轮结构尺寸为设计变量,以两个目标量(优化方案的轴功率和效率相对于设计方案的变化率)的加权函数值最大为目标,基于响应面模型和多岛遗传算法开展渐进优化,优化过程中采用i SIGHT平台集成了3维参数化建模和流场仿真等C++程序和软件以实现数值计算自动化。利用试验设计方法建立样本数据库,并进行了涡轮轴功率和效率关于设计变量的灵敏度分析,发现二者成合作关系;所得涡轮优化方案的两个目标量分别下降16.5%和2.9%,以较低的效率损失为代价实现了轴功率的良好配合。

氢氧火炬式电点火系统研究

从国外研究进展的角度,阐述了膨胀循环发动机火炬式电点火系统的发展趋势,综合分析比较各电点火系统方案的优缺点,并基于某发动机火炬式电点火系统方案的前期研究结果,提出了改进型液氢/液氧膨胀循环发动机氢氧火炬式电点火系统方案。