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。

膏体推进剂脉冲火箭发动机新方案的理论和实验研究

提出了一种新的膏体推进剂脉冲火箭发动机设计方案及其再点火装置的设计与实现，建立了膏体推进剂在再点火装置中二维流动模型和传热模型，得到了发动机可靠点火时再点火装置温度、长度、通道直径和挤压压强间应满足的关系，以及发动机熄火应满足的条件，还进行了原理性热试车，成功实现了多脉冲工作。

膏体推进剂发动机试验

通过发动机试验系统,进行了膏体推进剂发动机热格栅点火试验和多次关机 启动试验研究。试验发动机带有供料装置,供料压强为7 5MPa,推进剂流量为51g s,喷管喉径为7mm,燃烧室平均压强约1 7MPa,总工作时间大于136s。试验获得了膏体发动机多次点火的特性参数和进行多次关机 启动的压强曲线。试验结果表明:选用的膏体推进剂具有很好的热格栅点火性能,点火参数分布较均匀;膏体发动机具有良好的能量可控性。

变推力液体火箭发动机研究进展

液体火箭发动机通过将液体推进剂化学能转化为动能,作用在发动机上产生推力,是大型运载器的助推级、一级、二级、上面级及各类空间飞行器常用的动力装置。近年来,随着航天技术的发展,空间探索与空间战略资源竞争更加激烈,2022年全球航天发射次数创新高。值得注意的是,仅美国太空探索技术(SpaceX)公司就执行了61次发射,发射次数接近我国火箭发射总次数,“灰背隼”(Merlin)系列发动机再次受到关注;同时,国际航天界也迎来了深空探测成果井喷期,大范围变推力发动机技术作为探测器月面软着陆主要技术支撑,引发了新一轮变推力液体火箭发动机技术研究热潮。

非同轴式喉栓变推力固体发动机试验

设计了非同轴式喉栓变推力固体发动机试验系统,进行了变推力原理性试验研究。解决了试验中出现的喉栓结构完整性问题;基于内弹道计算,分析了喉栓变推力固体发动机的压强特性;通过喉栓不同运动过程的试验,开展了喉栓发动机压强特性研究;通过试验结果的对比分析,发现了影响发动机压强爬升的主要因素。试验验证了喉栓式变推力固体发动机的原理可行,以及所设计的非同轴式喉栓变推力固体发动机试验系统可行,满足试验研究需求。

控制流参数对涡流阀变推力固体发动机性能的影响

以涡流阀变推力发动机为研究对象,利用涡流阀变推力发动机实验系统以及三维数值模拟,研究了控制流压强、流量、速度以及温度对推力调节性能的影响。研究结果表明:在其他条件一样的情况下,提高控制流的温度能够提高发动机的推力调节比;提高控制流的流量会增加发动机的推力调节比;提高控制流的速度有利于提高发动机的推力调节比。

膏体火箭发动机的性能特点及应用前景

系统地介绍了一种已达到实用水平的新型火箭发动机——膏体火箭发动机。阐述了膏体火箭发动机相对于传统液体和固体火箭发动机的优越性能,重点介绍了其流变性能、纳米技术应用和多次点火工作原理,并对其广泛应用前景进行了展望。

分级燃烧循环发动机启动过程的变结构控制

针对分级燃烧循环液体火箭发动机启动过程的特点 ,提出了一种变结构控制系统。将启动过程的控制量分解为期望控制输入和随机反馈控制输入 ,后者由变结构控制律来确定。选择发动机涡轮泵转速、预燃室和燃烧室压力作为跟踪状态变量构造线性切换函数 ,采用分段的等速趋近率实现滑动模态控制。这种变结构控制结构简单且具有较强的鲁棒性 ,使发动机启动过程的稳定性增强。仿真研究验证了变结构控制系统的有效性。

双组元微型变轨发动机

介绍了本所研制的微型变轨发动机，其主要技术特点是双组元差动式电磁阀、层板喷注器、Ｃ／Ｃ推力室以及喷注器与推力室的焊接联接。试车表明，该发动机性能稳定、工作可靠，满足设计要求。

CZ-2C/FP运载系统变轨发动机(FG-47)

ＦＧ４７固体发动机是ＣＺ２Ｃ／ＦＰ运载系统轨道转移动力装置，它可以将卫星（如铱星）从椭圆停泊轨道转移到６３０ｋｍ圆形运行轨道。该发动机由中国航天工业总公司河西化工机械公司研制，于１９９７年９月首飞成功，将一个模拟卫星送入轨道。

全流量补燃循环发动机系统的响应特性

以全流量补燃循环氢氧发动机系统为研究对象,对其的动态响应特性进行了研究。建立了描述全流量补燃循环发动机动态特性的非线性数学模型,将免疫策略算法同龙格-库塔法结合起来,提出了求解含有隐式项的常微分方程组的变步长龙格-库塔方法,并应用该方法对全流量补燃循环发动机系统的动态响应特性进行了仿真计算。计算结果表明,当发动机在某一个稳定工况工作时,发动机入口推进剂压强的变化对发动机性能参数的影响不大,发动机的参数都能比较平稳的过渡到一个新的稳定工况;当发动机在短时间内进行小范围的推力调节时,发动机参数的过渡过程的曲线也比较平稳,但是当在短时间内进行大范围推力调节时,参数的过渡过程的曲线振动比较剧烈,因此应当在进行大范围推力调节时,应当对调节时间进行适当延长,或者分级进行推力调节。

凝胶推进剂流动雾化特性实验系统的改进及应用

针对凝胶推进剂流变与雾化特性实验研究中出现的流量衰减、撞击式喷注单元加工超差大等问题,对实验系统进行了改进设计。推进剂供应采用油压缸活塞,设计了多功能三维调节机构。实验结果表明,改进后流量供应平稳,调节机构满足精度要求,模拟实验系统成功用于新型凝胶推进剂流变和雾化特性研究。

动能拦截器的固体推进剂轨控和姿控系统

简介了美国拦截导弹防御系统中动能拦截器 (KKV)上固体推进剂转轨和姿控发动机 ,并比较了各种推进剂 (包括液体 )系统的优劣。

针栓喷注器中心推进剂偏转角模型分析研究

为了实现针栓喷注器中心推进剂偏转角的准确预测,基于流场分析建立了中心推进剂偏转角理论模型。从动量守恒方程推导了中心推进剂偏转角公式,通过数值仿真和试验结果对其进行验证,并分析了工况参数和结构参数对中心推进剂偏转角的影响规律。结果表明:理论模型预测值与数值仿真和试验结果很好地吻合,套筒遮挡喷注面积对偏转角影响最大,在变推力时偏转角随着套筒遮挡喷注面积增加而减小。喷注压降、中心筒壁厚和底部凹腔深度对中心偏转角影响很小,当套筒遮挡喷注面积一定时,中心筒底部有凹腔的偏转角比没有凹腔的偏转角约大6°,该模型为针栓喷注器工程设计和进一步精确计算变推力下的雾化角提供了重要参考。

线性可调汽蚀文氏管设计与数值仿真研究

可调汽蚀文氏管是变推力火箭发动机实现推进剂流量和推力大范围调节的关键部件.在设计线性可调汽蚀文氏管模型的基础上,采用基于Rayleigh-Plesset方程的混合流体模型,进行了相关的数值分析.计算结果表明:设计的线性可调汽蚀文氏管可以实现流量的大范围调节,并且流量与调节锥行程呈线性变化关系,满足设计要求.