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膨胀循环发动机全局快速非奇异终端滑模控制

导弹与航天运载技术 2019年第6期 47-51页

作者：张万旋翟一帆北京航天动力研究所

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... 详细信息

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。

关键词：膨胀循环发动机推力调节系统辨识终端滑模控制联合仿真

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膨胀循环发动机燃烧室内壁加肋强化传热研究

膨胀循环发动机燃烧室内壁加肋强化传热研究

作者：刘潇中国航天科技集团公司第一研究院

学位级别：硕士

膨胀循环发动机中,燃烧室强化传热技术是一种提高发动机性能的关键技术,增加换热面积是推力室强化传热技术中最直接有效的方法之一。燃烧室燃气侧内壁加肋可以在保证增加燃气侧换热面积的同时,降低燃烧室加长带来的重量和尺寸增加等不... 详细信息

膨胀循环发动机中,燃烧室强化传热技术是一种提高发动机性能的关键技术,增加换热面积是推力室强化传热技术中最直接有效的方法之一。燃烧室燃气侧内壁加肋可以在保证增加燃气侧换热面积的同时,降低燃烧室加长带来的重量和尺寸增加等不利影响,且工艺上较容易实现,是膨胀循环发动机强化传热技术的研究和突破方向。本文以某型氢氧膨胀循环发动机作为研究对象,以燃烧室强化传热技术为背景,重点研究了燃烧室内壁燃气侧加肋结构对燃烧室内传热的影响。建立了合适的简化计算模型,采用SSTk-ω模型对燃烧室燃气侧流场和传热进行数值仿真。对不同几何尺寸肋结构的仿真结果进行了具体分析,研究了不同肋高、肋宽、槽宽的肋结构的换热效果,并采用正交试验法对三类结构尺寸对传热的影响进行综合分析。通过对仿真结果的分析,得到肋表面温度、对流换热系数及热流的影响因素和影响关系。根据仿真计算的成果,拟合得到燃气侧内壁加肋结构强化传热公式,在现有推力室一维传热流阻计算程序的基础上增加了燃气侧加肋的传热计算内容,并与光壁结构进行对比分析。采用改进后的传热计算程序,研究了加肋结构尺寸对推力室身部传热流阻等的影响规律。具体结果如下:***数值计算分析得到:1)一定范围内,肋高越高,各壁面温度、换热系数、等效热流越大;2)加肋结构各壁面温度随肋宽的增加而降低,相对于肋高而言,改变肋宽引起的各壁面温度变化较小,尤其是槽底温度基本不变;肋宽越小,肋结构强化传热的效果越好;3)随槽宽增加,换热量先增加后减小,在1.6mm左右有最大值。并不是所有的加肋结构都可以起到强化传热的效果,肋宽过大、槽宽过小时可能出现加肋结构等效热流小于光壁结构的情况。4)综合三种肋结构尺寸分析得到,应重点考虑采用增加肋高H的方法来增加换热量。2.采用改进的一维计算程序计算得到:1)肋宽、肋数量不变,随肋高增加,推力室总换热量、冷却剂温升、压降不断增加;2)肋高、肋数量不变,随肋宽增加,推力室总换热量、冷却剂温升、压降不断下降。3)肋高、肋宽不变,随肋数量增加,推力室总换热量、冷却剂温升、压降先增加后减少,在肋数量为348时换热量最大。4)采用正交试验法对肋高、肋宽、肋数量的影响进行了综合分析,得到了相对较优的加肋结构:肋高2.5mm、肋宽0.6mm、肋数量为348时,加肋后的推力室总换热量最大,此结论可用于指导工程设计。

关键词：膨胀循环发动机推力室燃气侧加肋强化传热

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膨胀循环发动机推力室传热优化

火箭推进 2012年第6期38卷 8-15页

作者：宣智超刘中祥齐戎北京航天动力研究所北京100076

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... 详细信息

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。

关键词：膨胀循环发动机推力室换热增强结构传热优化

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膨胀循环发动机技术的发展、应用与展望

火箭推进 2016年第1期42卷 1-5页

作者：周利民刘中祥北京航天动力研究所北京100076

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。

关键词：膨胀循环发动机火箭发动机技术发展

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某型膨胀循环发动机高空模拟试验方案研究

火箭推进 2017年第5期43卷 39-44页

作者：黄仕启李锦江孙慧娟北京航天动力研究所北京100076

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... 详细信息

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。

关键词：膨胀循环发动机高空模拟主动引射被动引射

某膨胀循环发动机推力室冷却结构流场仿真分析

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火箭推进 2015年第2期41卷 63-69页

作者：周伟北京航天动力研究所北京100076

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... 详细信息

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。

关键词：膨胀循环发动机推力室冷却通道分布不均

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膨胀循环氢氧发动机低箱压起动特性研究

低温工程 2024年第2期 86-91页

作者：李锦江吴瑾清孙慧娟崔荣军张楠北京航天动力研究所北京100076 中国航天科技集团有限公司低温液体推进技术实验室北京100076

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... 详细信息

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。

关键词：膨胀循环发动机低箱压起动特性 AMESim

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膨胀循环氢氧发动机低压火炬的点火能量研究

宇航总体技术 2024年第2期8卷 32-38页

作者：李锦江陈明航崔荣军张楠北京航天动力研究所北京100076 中国航天科技集团有限公司低温液体推进技术实验室北京100076

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... 详细信息

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。

关键词：膨胀循环发动机低压火炬式电点火点火能量

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氢氧火炬式电点火系统研究

战术导弹技术 2015年第3期 55-59页

作者：郭田莉孙慧娟北京航天动力研究所北京100076

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。

关键词：膨胀循环发动机氢氧电点火系统