考虑整机变形的氢氧发动机管路结构静强度分析

为了在液体火箭发动机管路结构静强度分析时考虑整机变形的影响,采用以实体单元、壳单元和梁单元为主的建模方法,建立了大推力补燃氢氧发动机试验装置的有限元模型,在热载荷、压力载荷和重力载荷的共同作用下,基于整机模型对管路结构进行了静力计算,并将计算结果与试验测量结果进行了对比。在此基础上,计算了不同类型载荷作用下的整机变形,重点分析了温度载荷的影响。对于典型管路,进一步采用子模型方法计算了不同类型载荷作用下的管路应力,对比了是否考虑整机变形对管路应力水平的影响。结果表明:基于整机模型进行的静力仿真基本能够正确反映出发动机热试验状态下各管路结构的受力状态;对氢氧发动机而言,温度载荷对整机变形的影响最大,整机变形对管路结构应力水平的影响较大且不容忽视,故有必要考虑整机变形对管路结构的影响来进行静强度分析。

兼容火箭推进剂的燃料电池混合能源系统

针对使用液氢/液氧的重型火箭发动机上存在氢氧蒸发气体无法有效利用的问题,提出了一种与火箭推进剂兼容的氢氧燃料电池混合能源系统设计方案。混合能源系统以满足负载使用需求为主要目标,综合考虑氢氧燃料电池效率和锂电池使用寿命,制定了混合能源系统的控制策略以及混合能源系统评价函数。基于MATLAB的仿真分析结果表明,在火箭上使用混合能源系统比单一的锂电池减重约940 kg,系统比能量提高约214.5%,且可以与箭上生命保障、环境热控系统相结合,具有广阔的实际应用前景。

氢氧火箭发动机性能敏感性分析

针对氢氧发动机主要性能的敏感性问题,运用敏感性分析方法对影响发动机性能的内外因素进行评估和分析,得到了发动机主要性能对不同影响因素的敏感度。结果表明,相比于其他影响因素,涡轮泵效率水平和调节元件特性对发动机主要性能参数的影响较大,在工程实践中应予以重点关注。

氢氧火箭发动机喷雾演化过程作用机理

高压超临界喷雾演化过程作用机理是氢氧火箭发动机燃烧不稳定性机理分析、提高燃烧效率研究的基础。为探讨高压条件下液氧喷雾演化过程的主要作用因素,引入气液同轴喷嘴雾化模型和高压蒸发模型,考虑超临界条件下液氧/气氢气液平衡及其物理属性,对氢氧火箭发动机单喷嘴工况条件下喷雾燃烧过程进行了一体化三维数值仿真,得到了液氧喷雾液滴分布和燃烧流场参数,综合分析了液氧液滴蒸发率、氢氧化学反应率、混合燃气涡量分布与液氧喷雾尺寸、数量的变化规律,提出了液氧喷雾演化过程六个作用因素不同的阶段。

大推力氢氧发动机瞬态特性研究

以大推力氢氧火箭发动机为研究对象,对其瞬态特性进行了研究。根据模块化的建模和仿真思想,建立了发动机各组件的动态数学模型,开发了发动机系统各组件的仿真模块,开展了发动机动态特性仿真分析与起动时序试验研究。仿真结果表明:推力室氧阀采用25%初级与100%全开的双开度形式,氧涡轮侧设置10%分流流量的燃气分流阀,燃气发生器在火药启动器工作至70%~80%时间段点火的系统优化配置方案,有利于控制发动机点火起动混合比,提高起动可靠性。通过添加故障因子,当涡轮效率由于故障从0.29降至0.19时,发动机工况降至故障前的78%工况,当效率降至0.06时,发动机工况降至故障前20%工况,发动机故障仿真结果与地面试验故障结果吻合较好,有利于故障分析定位。

氢氧火箭发动机组件研制阶段可靠性技术综述

氢氧火箭发动机是火箭的“心脏”,必须具备极高的可靠性,才能够保证发射成功。国内外针对氢氧火箭发动机开展了大量的可靠性工作。在发动机的研制阶段,通常是按照自下而上的思路,从组件的失效机理出发,开展稳健设计和试验验证,来保证氢氧火箭发动机的高可靠性。组件的可靠性工作主要是基于失效机理开展分析、监测、试验验证和设计改进;同时组件到系统的各种试验也为可靠性评估提供了数据,通过试验数据评估组件可靠性,根据评估结果可查找薄弱环节,进而改进设计。从基于失效机理和基于试验数据两个角度对相关的可靠性技术进行综述,分析发动机组件研制阶段可靠性工作存在的问题,并提出今后组件可靠性技术的发展设想。

氢喷射温度对氢氧火箭发动机燃烧稳定性的影响

应用CFD方法对氢氧火箭发动机中高频燃烧不稳定性进行了数值模拟,研究分析了不同工况条件下氢喷射温度对燃烧振荡的影响规律,得出了压力振荡频率变化规律及稳定性极限图。结果表明:在一定的氢喷射温度范围内会发生不稳定燃烧,且随着混合比的增大,发生不稳定燃烧的氢喷射温度上限增大;不稳定燃烧振荡主频呈倍频关系,且在氢喷射温度(70K～110K)内,振荡主频最大。

泵压式氢/氧液体火箭发动机质量分析

在文献资料研究的基础上,根据泵压式氢/氧液体火箭发动机的实际特点,考虑发动机性能参数及结构尺寸等影响因素,利用理论推导、统计学及面密度等方法建立发动机质量模型。通过对SSME、RD-0120等8台氢/氧发动机质量的计算,验证了质量模型的合理性。为发动机在系统方案论证时,其质量、性能等参数的估算和优化奠定了基础。

大推力氢氧发动机高模试验补氧燃烧过程仿真

为了研究液体火箭发动机试验富燃燃气安全处理方法,确保发动机试验过程的安全,通过对未来大推力氢氧发动机高模试验关键参数设计,确定富氢燃气补氧燃烧方案,并在此基础上建立大推力氢氧发动机高模试验富氢燃气补氧燃烧仿真模型,对补氧燃烧过程进行仿真研究,研究补氧流量和液氧喷注角度对燃烧过程及高模系统的影响,以验证补氧燃烧方案的可行性。仿真结果表明补氧补燃方案可以安全处理发动机燃气中的富氢,保证高模试验安全。并且补氧量越大,燃烧长度越小,热防护难度增加;补氧喷注角度增加对氢燃尽长度影响不大,但使设备热防护难度增大。

密闭容器漏热液氢饱和过程分析

结合在氢氧火箭发动机及箭体组件试验过程中遇到实际情况,提出了液氢介质在密闭容器内饱和过程状态变化的问题,该问题的分析结果可以用于试验过程的安全评估。首先利用质量和能量守恒方程,对密闭容器内氢介质的饱和状态过程建立了数学模型;根据模型的数学解析结果对饱和过程进行了定性分析,提出了临界充满率的概念,发现了饱和状态过程可以分成完全汽化、完全液化、中间饱和平衡等不同的过程。然后结合一个典型的液氢试验的工程实例,利用数学模型对饱和过程的状态参数进行了计算,计算结果与定性分析非常吻合。最后总结了密闭容器内液氢的饱和状态过程的规律,指出液氢充满率低时液氢可以完全汽化、充满率高时液氢可以膨胀至完全充满;同时指出,对于试验导管90%的充满率下,液氢将膨胀并充满试验腔,容易出现超压破坏风险。

氢氧火箭发动机不稳定燃烧数值研究

采用氢喷射温度下降法，数值模拟了氢氧火箭发动机高频燃烧不稳定现象。比较分析了混合比、室压和氢喷射温度对燃烧振荡的影响规律，得出了稳定性极限图及压力振荡频率变化规律。结果表明：氢喷射温度是影响燃烧不稳定的重要因素，降低氢喷射温度对燃烧稳定性不利，发生不稳定燃烧时，振荡主频呈倍频关系；混合比或室压增大，不稳定喷射氢温上升，即燃烧稳定性裕度较低；室压一定，存在一个特定的混合比，使得不稳定燃烧振荡主频最小；混合比一定，存在一个特定的室压，使得不稳定燃烧振荡主频最大。

高压氢氧火箭发动机推力室燃烧稳定性分析

针对高压氢氧火箭发动机推力室不设置隔板喷嘴和声腔的结构方案,利用火焰传递函数+低阶声学模型的解耦预测仿真方法,分析了不同喷注参数和结构参数下燃烧室的燃烧稳定性裕度。采用非定常雷诺平均NS方程(URANS)计算同轴直流喷嘴非稳态燃烧过程以获取火焰传递函数,其中采用Soave Redlich Kwong(SRK)状态方程计算密度等物性参数;考虑到同轴直流喷嘴的火焰长度与声波量级相当,采用分布式火焰结构进行火焰传递函数建模。采用商业软件COMSOL计算加载了火焰传递函数的燃烧室声学模态,使用模态增长率为评定标准,预测燃烧不稳定性。结果表明,给定不同燃气/氧喷注速度比、混合比、相对喷嘴压降、缩进深度比、富氢燃气喷前温度等各工况下,预测得到的燃烧室均未出现燃烧不稳定现象。在推力室设计中通过增加燃气/氧喷注速度比或降低燃烧室混合比,有利于提升燃烧稳定性裕度。所做工作为高压氢氧火箭发动机喷注器设计及燃烧稳定性裕度评估提供参考。

氢氧发动机模型真空羽流场试验和仿真研究（英文）

研制了一个用于模拟中国长征火箭二级的60 N推力氢氧发动机的缩比模型,并在北京航空航天大学真空羽流效应实验系统进行了试验。使用皮托管阵列测量了羽流压力场,结果显示当距发动机喷管出口的距离从140 mm增加到600 mm时,羽流场的最大压力从12 400 Pa降到了400 Pa。为验证CFD-DSMC混合的数值仿真方法,将试验结果与仿真结果进行了对比分析,二者一致性非常好。对比结果显示数值仿真方法在羽流效应分析方面的强大功能。研究获得了模型发动机羽流场的压力分布特性,可用于原型发动机的羽流效应分析。

基于气动谐振点火器的氢氧变轨火箭发动机地面点火试验

结合气动谐振点火器进行头部设计的氢氧变轨火箭发动机是一项新颖化学火箭推进技术,尤其适于空间站应用。在对适用于发动机头部结构方案的同轴氢氧谐振点火器进行大量特性试验研究的基础上,先后成功进行了发动机头部点火,发动机整体的单脉冲、双脉冲以及3.0s稳定燃烧几种工作状态下的多次试车试验,研制出满足相关技术要求的发动机地面试车样件。

我国大推力氢氧发动机发展思考

对国内外氢氧发动机发展历程进行综述,指出了国外氢氧发动机的发展规律和国内氢氧发动机的发展现状和差距。结合我国重型运载火箭应用需求、国内氢氧发动机技术基础和航天强国发展目标,论证了我国大推力氢氧发动机选择补燃循环技术方案是恰当选择,还进一步给出了我国220t级补燃循环氢氧发动机的技术参数,提出了未来发展展望。

大型液体火箭发动机的最新发展

根据美国对ＳＳＭＥ和ＳＴＭＥ的改进设计以及前苏联、欧洲和日本分别对ＲＤ－０１２０、Ｖｕｌｃａｉｎ和ＬＥ－７发动机的开发研究，探讨在研制未来大推力液体火箭发动机（ＬＲＭ）中各国的指导思想和设计原则，分析世界在这一领域的发展动向。

氢氧发动机实现单级入轨的优化分析

根据现有材料和技术 ,分析了给定任务下氢氧发动机实现单级入轨的最小起飞质量。由单级入轨弹道、运载器质量和氢氧发动机性能计算模型 ,优化得到为实现单级入轨的氢氧发动机基本参数。最后还提出一种渐变式氢氧发动机 ,用该发动机实现单级入轨 ,能使起飞质量降低 16 .7%。

21世纪理想的能源—氢能

分析了当前能源现状和形势,并对氢的性质特点,氢能的应用技术及制氢技术进行了阐述,为缓解日益严峻的能源问题和制定新能源战略计划提供了新的解决思路。

气氢液氧同轴式单喷嘴燃烧室热态流场计算

建立了欧拉－拉格朗日坐标系下液体火箭发动机内部工作过程二维轴对称两相湍流化学反应流的完全Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ模型。应用该模型对气氢液氧同轴式单喷嘴燃烧室热态流场进行了数值模拟，得到了全流场的速度矢量分布、燃气组分等值线、流场等温线、流场等压线和流场等马赫线。计算是在任意斜交曲线坐标系下进行的，采用等参数正变换（代数变换）把物理平面上不规则计算域变换成了计算平面上的矩形域，控制方程也进行了相应的变换。计算结果表明，用计算流体力学（ＣＦＤ）的方法研究和分析液体火箭发动机内部工作过程是可行的。

氢氧发动机C/SiC复合材料喷管延伸段设计研究

为推动C/SiC复合材料在液体火箭发动机喷管延伸段上的应用,基于国内C/SiC复合材料抗氧化烧蚀性能及预制体成型方案,综合考虑燃气热环境、喷管效率以及结构稳定性,对喷管结构进行了详细优化设计,设计的C/SiC喷管壁厚最薄处仅1.5 mm,结构质量仅为18 kg,相比螺旋管束式排放冷却喷管减重约55%。模态仿真结果表明:设计生产的C/SiC喷管,一阶模态频率为26.941 Hz;材料弹性模量对喷管模态频率影响较大;通过大端增厚对提升喷管模态频率效果有限,必要时可对大端出口翻边,提高其动力学稳定性。