火箭推进

安装热控组件对空间液体火箭发动机工作特性的影响

2024年06月25 00:00

准确掌握安装不同热控组件后对空间液体火箭发动机工作性能和温度特性的影响对其在轨使用可靠性至关重要。对双组元150 N发动机开展高空模拟热试车,依次考察了安装头部法兰下表面热控组件、头部包覆多层隔热材料和遮光板对发动机稳态工作特性的影响。结果表明:安装热控组件后,发动机推力输出稳定; 头部法兰下表面安装热控组件可以有效隔离高温身部的热辐射,可降温125～160 ℃,减少30%～44%的法兰温度增长; 后续安装的头部包覆多层隔热材料和遮光板对法兰温度分布基本没有影响,头部包覆多层隔热材料会导致头身焊缝温度升高约40 ℃; 遮光板不影响头身焊缝温度,但会增加头部法兰下表面受到的辐射热流。安装不同热控组件对发动机工作性能没有影响,发动机累计稳态工作4 163 s、脉冲工作25 000次后,多层隔热材料中心约20 mm区域发生烧蚀,此时热控组件仍能有效降低高温身部的热辐射影响,建议增大多层材料中心开孔直径至100 mm以上。

诱导轮液氧空化流动特性数值仿真

项乐,李春乐,许开富,张凯 — 2024年06月25 00:00

诱导轮是决定涡轮泵抗空化能力的关键部件,为了揭示诱导轮内部液氧空化流动特性,建立了基于能量方程源项修正的低温空化数值计算方法,同时耦合了液氧物性随温度变化关系,利用经典低温空化和诱导轮空化试验数据进行了充分验证,对某三叶片诱导轮内部液氧空化流动进行了仿真分析。结果表明:低温介质空化过程中与周围液体存在剧烈的能量交换,但只有一部分空化溃灭释放的热量被传递至周围流场,通过调节能量方程源项中空化溃灭释热比例可使空化区尾部温度场预测精度提升0.5%。对比等温计算,考虑热效应后,液氧空化区范围和内部汽相体积分数大幅减小,对流道的阻塞程度降低,有效延缓了诱导轮扬程断裂。对3种温度下液氧空化流动进行仿真研究,发现液氧温度越高,空化范围越小,同时空化区温降越大,诱导轮空化性能改善也越显著。

冲击载荷下姿轨控贮箱流固耦合响应分析

2024年06月25 00:00

含推进剂贮箱在高量级冲击载荷作用下会产生强烈的流固耦合振动,严重时可能引起结构破坏。为准确预示充液贮箱的冲击响应,揭示贮箱内流固耦合振动机理,采用光滑粒子流体动力学(SPH)方法与结构有限元方法,建立了充液贮箱耦合动力学模型,计算了不同载荷量级与充液比的贮箱加速度时程,并与实验结果进行对比。结果表明:高量级、高充液比下贮箱的加速度响应发生剧烈波动; 就计算贮箱而言,满充液比下,载荷量级达到-3 dB时出现波动,峰值为5.33g; 0 dB载荷量级下,充液比达到75%时出现波动,峰值为7.82g; 0 dB载荷量级下满充液贮箱的波动最为剧烈,峰值计算值达到24.24g,该值与实验结果对比,误差仅为2.78%。通过分析冲击过程中流体与结构的运动规律可知,冲击后加速度响应波动是由流体和贮箱壳体二者分离后产生的剧烈碰撞所引发。

长旋流腔敞口型离心喷嘴注气雾化特性试验

彭乐钦,吴慧博,徐天罡,杨岸龙,杨宝娥 — 2024年06月25 00:00

以水和煤油模拟液作为液体工质,氮气和氦气作为注入气体,采用可视化试验技术和激光多普勒测速仪试验研究了不同气体流量作用下的长旋流腔敞口型离心喷嘴的雾化特性,包括喷注液膜破碎形态、气液两相混合建压与雾化粒径。研究结果表明:随着气液质量流量比升高,破碎模式逐步由轮缘型破碎、多孔型破碎过渡到爆裂型破碎。雾化过程中在喷嘴出口处伴随间歇性的中心气流冲击,冲击长度随气体流量升高而增大,但冲击频率随气体流量呈非线性变化,在气体流量较高或较低时的冲击频率反而升高。注气显著提高了喷注压降和雾化均匀性,相同气体流量的条件下,氦气相较于氮气具有更快的建压速度和更高的建压值,但氦气作用下的两相混合建压时混合室内的压力波动更为剧烈; 氦气吹除的雾化粒径普遍小于氮气,但过高的氦气注气流量易引起气流冲击,引起冲击间隔时间内的雾化分布不均。

缩进长度对液液同轴离心喷嘴雾化过程的影响

2024年06月25 00:00

为探究缩进长度对液液同轴离心喷嘴雾化锥角的影响,中心喷嘴工质采用N₂O₄,外喷嘴工质采用偏二甲肼(UDMH),通过数值仿真获得了喷嘴内部流场的细节特征以及缩进数N对喷嘴雾化锥角的影响规律。结果表明:当N<1时,喷嘴的雾化锥角呈现先增后减的趋势; 当N>1时,喷嘴的雾化锥角略微增大; 当N=0时,UDMH与N₂O₄液膜之间会形成低压区,使得UDMH液膜张角减小,N₂O₄液膜张角变大,并在液膜末端贴合在一起,最终雾化锥角为外喷嘴与中心喷嘴雾化锥角的中间值; 当N>0.85时,UDMH与N₂O₄会在缩进室内部发生明显的掺混,液膜变形程度加剧; 当N>1.27时,缩进室会对内部混合流体起到整流作用,从而使其雾化距离增加。

球型调节阀液动力矩特性仿真及优化设计

2024年06月25 00:00

为了获得液体火箭发动机调节阀的液动力矩特性,采用kubota空化模型和标准k-ε湍流模型针对某型调节阀在发动机运行工况下的空化流动开展了数值仿真研究,通过与液流实验数据的对比验证模型准确性,并定量分析了阀芯液动力矩的影响因素、分布特性和演化规律。研究结果表明:阀芯液动力矩大小取决于开度、压差和阀芯流道直径。相同压差下,开度由10°增加至80°,液动力矩单调增加,方向均为使阀芯关闭。相同开度下,压差分别增至3倍和5倍,液动力矩分别变化为原来的3倍和5倍左右。液动力矩分布主要由密封面力矩和主流道力矩两部分组成。随着开度的增加,密封面力矩先减小后增加,主流道力矩先增加后减小。阀芯流道直径由70 mm减小为60 mm,液动力矩最大值增加了24.5 N·m。这是因为相同发动机工况下,减小流道直径使得阀芯开度增加,主流道力矩增加数值大于密封面力矩减小数值,所以总液动力矩呈增加特征。提出了削去原始模型主流道下壁面区域的优化方案,优化模型在100%工况时液动力矩仅为13.2 N·m,且优化模型的流通面积保持不变。与降低流道直径的优化方案相比,所提出的针对主流道下壁面优化方案液动力矩最大值减小了94.4 N·m,大大减轻了控制电机的负荷,已成功经过多次发动机试车考核,提高了液体火箭发动机的可靠性,并为实现发动机轻量化提供了重要参考。

可调汽蚀文氏管调节精度影响因素的动态仿真

2024年06月25 00:00

面向工程应用研究了可调汽蚀文氏管调节精度的影响因素,采用FLUENT中的Schnerr-Sauer混合流体空穴模型,对设计的可调汽蚀文氏管流量线性度、内部流动特性进行了动态条件下的数值模拟,并研究了偏心和反向运动对调节精度的影响。结果表明:可调汽蚀文氏管由于调节锥初始运动阶段并未进入喉部,导致汽蚀段长度增加从而降低精度; 流量线性度在运动初期受节流面影响而降低,百分比流量在12%～70%范围内线性度最好,精度最高; 流量变化速率对汽蚀文氏管调节精度影响在5%以内; 调节锥偏心0.02 mm和0.05 mm时对汽蚀区长度调节精度影响在20%以内,而0.10 mm偏心时提高至40%,此时渐扩段汽蚀区产生偏移,压力分布不均,上侧增大而下侧降低,从而导致压力振荡; 不同偏心值对喉部流量调节精度影响均在4%以内; 调节锥反向运动会由于初始汽蚀段长度过短导致汽蚀特性减弱,汽蚀区变化速率减缓,流量调节精度影响在3%以内。

考虑尺寸效应的结构振动疲劳寿命评估方法

杨茂,时寒阳,王珺,樊勋 — 2024年06月25 00:00

为提高振动环境下液体火箭发动机关键结构振动寿命评估精度,通过裂纹萌生特征体积假设和危险区域体积细分串联模型,将尺寸效应引入振动疲劳寿命分析,提出了一种振动疲劳体积寿命模型,并建立了其数值模型。在关键结构模拟件振动试验数据基础上,识别了典型材料小尺度振动疲劳特性参数,并利用仿真与试验寿命数据极大似然对裂纹萌生特征长度进行优化取值。利用关键结构模拟试验件振动疲劳试验对提出的模型进行验证,结果表明:对两种状态模拟件,模型预测各量级振动寿命分布均覆盖试验数据,且原状态平均寿命在试验1.5倍分散带内、改进状态在试验2倍分散带内,提出的方法具有准确性及适用性。

考虑整机变形的氢氧发动机管路结构静强度分析

2024年06月25 00:00

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。

固体火箭发动机中最终凝相产物特性分析

2024年06月25 00:00

铝颗粒的加入可以有效提高固体推进剂的能量特性,但也带来了两相流比冲损失、熔渣沉积和喷管烧蚀加剧等消极影响,因此,对固体火箭发动机最终凝相产物特性展开研究对评估和提升固体火箭发动机性能具有重要意义。以燃烧终产物为主要研究对象,搭建了基于粒度分析仪的高温高速颗粒特性动态测量系统,对AP/HTPB含铝复合推进剂开展了高温高压下固体火箭发动机试验研究,获得了排气羽流中燃烧终产物分布特性,包括燃烧终产物粒径、均值粒径及颗粒种类等随时间的变化规律,为全面了解凝相产物粒度分布特性提供试验和数据支撑。根据发动机燃烧室压力分布趋势,将固体火箭发动机的工作过程划分为3个阶段(阶段①～③),研究表明:阶段①排气羽流中固体颗粒包括黑火药和推进剂两种燃烧产物,黑火药的随机燃烧特性、燃烧室压力和温度的突升会共同影响该阶段的燃烧终产物分布特性; 阶段②燃烧稳定性最高,且该阶段不同时刻燃烧终产物粒径具有较为一致的分布特性,可采用特征模式描述阶段②燃烧终产物的粒径分布; 阶段③燃烧终产物粒径分布离散度小于阶段①,该阶段燃烧室压力和温度的突降会影响燃烧终产物分布特性; 燃烧室压力和温度突变会改变燃烧终产物模态、峰值粒径及均值粒径等分布特性,不同类型颗粒质量分数随发动机工作阶段的变化而变化。

基于加速热老化的固体推进剂燃烧热值变化规律试验

常建,赖建伟,王斌,宋梦堃 — 2024年06月25 00:00

端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂作为固体发动机的燃料具有极佳的力学和弹道性能,是世界各国使用的主要推进剂。开展HTPB推进剂高温加速老化性能研究,对掌握HTPB推进剂贮存条件、分析推进剂老化机理、预估贮存周期具有相当重要的意义。分析了不同老化温度对复合固体推进剂燃烧性能的影响,即对推进剂燃烧热值造成的影响。通过测试不同热老化的HTPB推进剂的燃烧热值,得到老化后HTPB推进剂热值的变化规律,并拟合出HTPB推进剂燃烧热值与老化温度、时间的函数关系。

燃气发生器头腔吹除乳化过程压降特性及出流均匀性数值研究

2024年06月25 00:00

气体吹除乳化技术可以大幅提高燃料流经燃气发生器时产生的压降,从而满足变工况下燃料的雾化及燃烧需求。目前气体吹除后燃气发生器内压降变化的定量规律还不清晰,为此,采用数值模拟的方法,对某型号燃气发生器全域及局部喷嘴进行了变工况计算,得到了氮气吹除过程中燃气发生器内煤油的相、速度以及压力分布规律,并针对喷嘴处的单相流及多相流压降特性进行拟合分析。结果显示:不同喷嘴处的煤油相分布具有不均匀性,喷嘴间流量差距可达66%; 使用氮气吹除后的喷嘴处压降相较于煤油单相流可提升1.64倍以上,且喷嘴处的气体单相流压降特性系数随背压呈现线性变化规律,而煤油单相流阻力系数则与流量呈现幂函数规律; 基于马尔基涅利公式提出了燃气发生器喷嘴处压降特性的集总参数模型,与数值计算结果及实验结果的平均误差为3.93%,具有较好的预测性。

临近空间飞行高温真空光纤绝压传感器设计

2024年06月25 00:00

研制了一种用于临近空间飞行器在高温环境下的蓝宝石非本征法布里-珀罗干涉仪(extrinsic Fabry-Perot interferometer, EFPI)型光纤绝对压力传感器。蓝宝石晶片压力传感头由3片厚度不同的蓝宝石晶片键合构成,形成复合法布里-珀罗(Fabry-Perot, FP)腔,可以同时测量温度和绝对压力,通过实时监测温度,对压力测量进行温度补偿,去除温度对压力测量的影响。实验结果表明:900 ℃内的每个温度点下,密封FP腔的光学腔长随压力线性变化; 室温下,压力灵敏度为11.6 nm/kPa,压力灵敏度随温度的上升略微升高,压力测量的分辨率达到86 Pa。

锁底结构焊缝相控阵超声检测技术

赵灿,闫明巍,王建超,刘伟超,张锐,王永红 — 2024年06月25 00:00

针对锁底结构X射线不可检焊缝开展相控阵超声检测技术研究。通过相控阵超声声线与声场仿真分析,确定了合理的扫查方式。对比了4.0 MHz和7.5 MHz探头的检测信噪比及缺陷响应情况,结果表明:高频探头的检测分辨力与缺陷尺寸测量精度较高; 对于粗晶材料,低频探头比高频探头具有更高的缺陷检出率。通过对比超声、射线及剖切金相结果研究了锁底结构对回波信号的影响,获得了未焊透信号识别方法。利用焊接模拟样件进行工艺验证实验,实验结果表明,相控阵超声技术可有效检出除对侧坡口未熔合之外的全部缺陷,且定量结果与射线检测基本一致。采用研究获得的检测工艺累计完成多件产品检测验证,为持续优化焊接方法、改进接头坡口形式提供了参考。