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固液火箭发动机多界面喷管瞬态传热特性研究

推进技术 2022年第8期43卷 265-276页

作者：田辉于瑞鹏常浩赵胜胡杨张源俊北京航空航天大学宇航学院北京100191 中国运载火箭技术研究院北京100076 西安航天复合材料研究所陕西西安710025

固液火箭发动机的喷管一般采用被动热防护结构形式,为了满足固液火箭发动机200s长时间工作的要求,采用碳陶复合材料、钨渗铜高温合金和高硅氧酚醛树脂等设计了三种喷管结构方案。首先基于固液火箭发动机的燃料热解模型和化学反应模型,... 详细信息

固液火箭发动机的喷管一般采用被动热防护结构形式,为了满足固液火箭发动机200s长时间工作的要求,采用碳陶复合材料、钨渗铜高温合金和高硅氧酚醛树脂等设计了三种喷管结构方案。首先基于固液火箭发动机的燃料热解模型和化学反应模型,计算分析了固液火箭发动机的燃烧流场;随后结合烧蚀反应机理,建立了喷管瞬态热传导和烧蚀仿真模型,对喷管热防护材料内部的传热特性进行了计算分析。开展了相应的地面热试车试验,对仿真结果进行了验证。同时对三种不同方案喷管结构的传热特性进行了仿真计算,分析了固体药柱内径在工作过程中变化对喷管传热性能的影响,发现药柱内径会改变燃烧火焰层结构,进而影响喷管壁面的温度分布和热流分布,热流密度在喷管喉部位置达到最大值。

关键词：固液火箭发动机喷管结构长时间工作耦合传热试验研究

固液混合火箭发动机高效喷注燃烧技术发展与应用

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固体火箭技术 2022年第6期45卷 891-901页

作者：李承恩王宗伟刘筑苏立超杨延婷空间物理重点实验室北京100076

固液火箭发动机通常采用液体氧化剂和固体燃料作为推进剂组合,是一种具有良好应用前景的火箭动力系统。氧化剂喷注燃烧特性是固液火箭发动机性能和可靠性的决定性影响因素之一。按照喷注介质的物理聚集态,固液火箭发动机常用气体喷注器... 详细信息

固液火箭发动机通常采用液体氧化剂和固体燃料作为推进剂组合,是一种具有良好应用前景的火箭动力系统。氧化剂喷注燃烧特性是固液火箭发动机性能和可靠性的决定性影响因素之一。按照喷注介质的物理聚集态,固液火箭发动机常用气体喷注器和液体喷注器两类。气体喷注器的典型喷注介质为气氧(GOX)、催化过氧化氢(H_(2)O_(2)),液体喷注器的典型喷注介质为液氧(LOX)、高浓度H_(2)O_(2)、氧化亚氮(N_(2)O)。对国内外研究机构开展各类喷注器的高效喷注燃烧技术的代表性研究进行了分类介绍,对其典型探索性工程实践中使用的氧化剂喷注方案进行了梳理总结,分析归纳了固液火箭发动机高效喷注燃烧的主要关键技术,即氧化剂喷注稳燃技术、喷注流场高效药柱传热技术、喷注流场高效推进剂掺混技术、喷注结构长时间热防护技术。

关键词：固液火箭发动机喷注器氧化剂燃烧性能关键技术

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固液火箭发动机工作过程三维数值仿真

航空动力学报 2012年第6期27卷 1398-1404页

作者：李新田田辉曾鹏蔡国飙北京航空航天大学宇航学院北京100191

根据固体燃料壁面与气相间的流固耦合得出了固体燃料燃速模型,对采用星形装药的H2O2/HTPB(hydroxyl-terminated polybutadiene)固液火箭发动机进行了燃烧流动三维数值仿真,得到了流场参数的分布及不同位置的固体燃料燃速,与二维轴对称... 详细信息

根据固体燃料壁面与气相间的流固耦合得出了固体燃料燃速模型,对采用星形装药的H2O2/HTPB(hydroxyl-terminated polybutadiene)固液火箭发动机进行了燃烧流动三维数值仿真,得到了流场参数的分布及不同位置的固体燃料燃速,与二维轴对称仿真结果进行了对比.计算结果表明:装药截面的火焰层形状与装药星孔型面形状相似,但火焰层厚度与位置在星根与星角处存在差异;随着轴向位置的增加,氧化剂不断消耗,火焰层向通道中心移动;固体燃料燃速与氧化剂流率及不同装药位置有关,其大小随氧化剂流率的增加而增加,星根处燃速比星角处大;在相同氧化剂流率下,三维星形装药比二维轴对称装药的平均固体燃料燃速大.

关键词：固液火箭发动机三维数值仿真燃烧燃料燃速

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固液火箭发动机试验燃速的计算

航空动力学报 2013年第4期28卷 941-946页

作者：吴俊峰田辉李君海俞南嘉蔡国飙北京航空航天大学宇航学院北京100191

基于固液火箭发动机固体药柱燃速与药柱通道氧化剂质量流率的关系,推导分析得出:在2s短工作时间内或者药柱通道直径增大10%的情况下,燃烧室压力与其氧化剂质量流量成正比.因此通过试验测量的燃烧室压力可计算得到发动机转级或者关机拖... 详细信息

基于固液火箭发动机固体药柱燃速与药柱通道氧化剂质量流率的关系,推导分析得出:在2s短工作时间内或者药柱通道直径增大10%的情况下,燃烧室压力与其氧化剂质量流量成正比.因此通过试验测量的燃烧室压力可计算得到发动机转级或者关机拖尾段中的氧化剂质量流量.据此,计算发动机拖尾段消耗的燃料质量,消除发动机拖尾段燃料消耗对平均燃速的影响,可以修正常用的计算试验燃速的起止点平均法.利用此方法对两种试验推进剂组合的燃速进行了计算,原偏高的燃速值降低约20%,不同尺寸发动机的燃速符合尺寸规律,偏差在5%以内,使小尺寸发动机测得的燃速可应用到大尺寸发动机的设计中.

关键词：燃速计算固液火箭发动机燃烧室压力氧化剂质量流量起止点平均法

固液火箭发动机燃料LDPE热解产物分布研究

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固体火箭技术 2007年第1期30卷 57-59,67页

作者：张研汪亮孙得川卢鑫西北工业大学航天学院西安710072

依据固液火箭发动机燃烧室内工作环境,采用裂解气相色谱法研究低密度聚乙烯(LDPE)的热解特性,并分析了裂解气相色谱实验数据;综合考虑热解过程、热解化学动力学和热解产物分布,利用统计理论建立LDPE的热解产物分布模型,根据该模型可得... 详细信息

依据固液火箭发动机燃烧室内工作环境,采用裂解气相色谱法研究低密度聚乙烯(LDPE)的热解特性,并分析了裂解气相色谱实验数据;综合考虑热解过程、热解化学动力学和热解产物分布,利用统计理论建立LDPE的热解产物分布模型,根据该模型可得到在不同温度下LDPE热解的热解产物组成及相对含量。

关键词：固液火箭发动机低密度聚乙烯热解热解模型

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固液火箭发动机推进剂组合能量特性分析

固体火箭技术 2013年第2期36卷 225-229页

作者：吴俊峰李新田田辉曾鹏蔡国飙北京航空航天大学宇航学院北京100191

对固液火箭发动机常用燃料和氧化剂进行了总结,计算了常用推进剂组合的能量特性。在常用的推进剂组合中,燃料HTPB(端羟基聚丁二烯)、Paraffin(石蜡)和PE(聚乙烯)分别与同种氧化剂组合后的能量性能较接近,氧化剂LOX(液氧)与燃料组合后的... 详细信息

对固液火箭发动机常用燃料和氧化剂进行了总结,计算了常用推进剂组合的能量特性。在常用的推进剂组合中,燃料HTPB(端羟基聚丁二烯)、Paraffin(石蜡)和PE(聚乙烯)分别与同种氧化剂组合后的能量性能较接近,氧化剂LOX(液氧)与燃料组合后的真空比冲较高,98%H2O2与燃料组合后的密度比冲较高。对HTPB基燃料中加入添加物对发动机性能影响的单因素分析和正交试验设计表明,Al、AlH3、AP、B 4种添加物均使发动机最佳氧燃比值减小,AlH3对真空比冲的提高作用最显著,Al对密度比冲的提高作用最显著,各种添加物间的交互影响作用不明显。

关键词：固液火箭发动机推进剂能量特性正交试验设计

固液火箭发动机车轮形装药参数化设计与内弹道性能研究

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北京航空航天大学学报 2020年第4期46卷 724-730页

作者：李新田蔡强李延成王雪坤淡林鹏中国运载火箭技术研究院北京100076

装药设计和内弹道性能特性研究可为固液火箭发动机的设计和优化提供基础。建立了固液火箭发动机装药设计和内弹道计算的流程与方法,根据燃面退移规律,获得了车轮形装药燃烧面积、药柱通道面积等参数随燃去肉厚的变化关系。针对给定的设... 详细信息

装药设计和内弹道性能特性研究可为固液火箭发动机的设计和优化提供基础。建立了固液火箭发动机装药设计和内弹道计算的流程与方法,根据燃面退移规律,获得了车轮形装药燃烧面积、药柱通道面积等参数随燃去肉厚的变化关系。针对给定的设计指标及动力系统方案,开展了有中心孔车轮形、无中心孔车轮形、双D形及管形装药方案设计。计算结果表明:在相同的设计要求下,车轮形装药具有更大的燃烧面积、更高的装填分数及更小的药柱长径比;管形装药的氧燃比、燃烧室压强、推力等性能参数随时间变化更小;减小药柱外径可提高管形、双D形装药的装填分数,但同时会提高药柱的长径比。研究结果对车轮形装药固液火箭发动机内弹道特性及规律的认识可起到较好的支撑作用。

关键词：固液火箭发动机车轮形装药设计燃速内弹道计算

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固液火箭发动机矢量控制与喷管效率研究

宇航学报 2017年第10期38卷 1124-1130页

作者：曹彬彬蔡国飙田辉朱浩北京航空航天大学宇航学院北京100191

运用平均雷诺N-S方程和k-ε湍流模型,对固液火箭发动机喷管二次燃气喷射形成的复杂内流场进行数值模拟。探究了二次喷射位置、喷射流量和喷射角度对矢量控制性能以及喷管效率的影响。结果表明,矢量控制性能和喷管效率不能同时达到最佳... 详细信息

运用平均雷诺N-S方程和k-ε湍流模型,对固液火箭发动机喷管二次燃气喷射形成的复杂内流场进行数值模拟。探究了二次喷射位置、喷射流量和喷射角度对矢量控制性能以及喷管效率的影响。结果表明,矢量控制性能和喷管效率不能同时达到最佳。二次喷射位置对矢量控制性能影响趋势先增加后下降。二次喷射流量和喷射角度对矢量控制性能影响近似呈线性增加趋势。结合比冲损失确定理想矢量控制方案:喷射位置为喷管扩张段的1/2处到3/4处之间的位置;二次喷射流量为主流量的6%;二次喷射角度为140°。

关键词：固液火箭发动机二次喷射推力矢量控制喷管效率数值模拟

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固液火箭发动机试验瞬时燃速分析方法

推进技术 2012年第2期33卷 211-215页

作者：李新田曾鹏田辉蔡国飙北京航空航天大学宇航学院北京100191

介绍了一种用于固液火箭发动机试验的瞬时燃速分析方法,运用该方法对H2O2/HTPB固液火箭发动机单室双推力长时间热试车试验进行燃速分析,拟合得到该工况下的燃速公式为r=1.847×10-2G0o.7304。根据燃速公式等计算结果对一次发动机试验... 详细信息

介绍了一种用于固液火箭发动机试验的瞬时燃速分析方法,运用该方法对H2O2/HTPB固液火箭发动机单室双推力长时间热试车试验进行燃速分析,拟合得到该工况下的燃速公式为r=1.847×10-2G0o.7304。根据燃速公式等计算结果对一次发动机试验进行了预估,计算得到的预估内弹道性能曲线与试验结果吻合较好,验证了该瞬时燃速分析方法的可行性,为发动机工作时间较长、氧化剂流率变化较大时的燃速分析提供了一种途径。

关键词：固液火箭发动机瞬时燃速地面试验内弹道