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液体火箭发动机喷焰红外辐射信号灵敏度分析

光学学报 2025年第1期 126-136页

作者：孙一强朱檀枭牛青林贺志宏董士奎哈尔滨工业大学能源科学与工程学院空天热物理工信部重点实验室中北大学机电工程学院哈尔滨工业大学能源科学与工程学院

火箭发动机喷焰辐射传递链路上涉及的物理化学机制异常复杂，且信息传递链路上的参量众多，需要量化输入参数的变化对发动机喷焰红外辐射信号的影响程度。以飞行高度为11～61 km的RD-180尾喷焰为研究对象，考虑氧燃比、燃烧室压力、面... 详细信息

火箭发动机喷焰辐射传递链路上涉及的物理化学机制异常复杂，且信息传递链路上的参量众多，需要量化输入参数的变化对发动机喷焰红外辐射信号的影响程度。以飞行高度为11～61 km的RD-180尾喷焰为研究对象，考虑氧燃比、燃烧室压力、面积比和喷口直径改变对发动机喷口面参数的影响。另外，保持发动机几何外形不变，分析氧燃比、燃烧室压力和飞行速度等工作参数变化对发动机喷焰红外辐射信号的灵敏度。为降低样本数量，采用Smolyak稀疏网格算法进行采样，采用多项式混沌展开结合Sobol指数算法进行灵敏度分析。结果表明：氧燃比主要对喷口出口温度和气体组分产生影响，喷口出口压力、速度、密度和比冲主要受燃烧室压力和面积比的影响，喷口直径仅影响推力。在35 km以下，氧燃比和飞行速度对辐射信号的影响比较微弱，燃烧室压力的影响占据主导地位，55 km以上时二者对应的主Sobol指标Si远大于燃烧室压力的指标，随着高度增加，输入参数之间耦合作用对于喷焰辐射强度的影响随之减弱。

关键词：灵敏度分析 Sobol指数液体火箭发动机尾喷焰红外辐射

缩比液体火箭发动机试车台超声速射流噪声试验研究

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载人航天 2025年第1期31卷 25-33页

作者：程奥杨丹奇孔凡超张家仙金平蔡国飙北京航空航天大学宇航学院北京102206 北京航天试验技术研究所北京100074 航天液体动力全国重点实验室北京102206

为研究液体火箭发动机发射时产生的噪声分布特性,以某液体火箭发动机为原型设计了缩比发动机及配套试验系统,研究发动机室压、喷管扩张比、安装高度及倾斜度对液体火箭发动机喷管产生的超声速射流噪声特性影响。试验结果表明:发动机室... 详细信息

为研究液体火箭发动机发射时产生的噪声分布特性,以某液体火箭发动机为原型设计了缩比发动机及配套试验系统,研究发动机室压、喷管扩张比、安装高度及倾斜度对液体火箭发动机喷管产生的超声速射流噪声特性影响。试验结果表明:发动机室压越大,噪声声压级越大,但对噪声指向性与噪声峰值频率影响不大;喷管扩张比对噪声声压级和指向性影响不大,但增大扩张比促使噪声峰值频率减小;安装高度与倾斜角对噪声声压级大小影响不大,但降低安装高度、倾斜喷管会导致噪声指向性偏转,以及噪声峰值频率的移动。试验获得了缩比液体火箭发动机喷管超声速射流噪声变化规律,结合缩比准则可以获得真实液体火箭发动机发射时产生的噪声频谱特性。研究可为液体火箭发动机地面试车或发射阶段噪声控制技术提供支持。

关键词：液体火箭发动机超声速射流噪声发动机室压喷管扩张比安装条件

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液体火箭发动机供应系统频率特性

航空动力学报 2023年第1期38卷 230-239页

作者：董蒙谭永华邢理想徐浩海李鹏飞中国航天科技集团有限公司、西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室西安710100 中国航天科技集团有限公司航天推进技术研究院西安710100

为了研究减少液体火箭发动机供应系统振荡的有效工程措施,对模型系统与真实系统建立适用于中高频分析的线性化复频域传递函数矩阵模型,结合节流圈阻抗与管路特征阻抗对比方法,分析系统流路在出口压力激励下的频率特性。结果表明:激励源... 详细信息

为了研究减少液体火箭发动机供应系统振荡的有效工程措施,对模型系统与真实系统建立适用于中高频分析的线性化复频域传递函数矩阵模型,结合节流圈阻抗与管路特征阻抗对比方法,分析系统流路在出口压力激励下的频率特性。结果表明:激励源端可能产生谐振频率偏移效应,应选取非激励源端的幅频响应来判断系统谐振频率;节流圈具有较强的频率选择性和对表现出反谐振特征的系统具有位置选择性,需重视关注的频率与位置;节流圈位置越靠近流量振型波腹,或流量波腹位置处的节流圈压降越大,对流路中振荡衰减作用越大。针对该液体火箭发动机供应系统,缩短液氧路管长0.1 m,增大煤油路管长0.05 m,并调整节流圈压降分配,可有效减小供应系统振荡。

关键词：液体火箭发动机供应系统工程措施节流圈阻抗频率特性

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液体火箭发动机尾焰对发射平台冲击效应

航空动力学报 2016年第8期31卷 1995-2001页

作者：蔡红华聂万胜侯志勇装备学院航天装备系北京101416

为研究液体火箭发动机尾焰对发射平台的冲击效应特性,建立液体火箭发动机尾焰对发射平台冲击数值计算模型.针对液氧/煤油发动机尾焰对发射平台冲击特性,基于建立模型研究了喷管出口距离平台3,5m工况下推进剂流量和复燃对冲击特性的影响... 详细信息

为研究液体火箭发动机尾焰对发射平台的冲击效应特性,建立液体火箭发动机尾焰对发射平台冲击数值计算模型.针对液氧/煤油发动机尾焰对发射平台冲击特性,基于建立模型研究了喷管出口距离平台3,5m工况下推进剂流量和复燃对冲击特性的影响,并分析了影响差异及其产生差异的原因.结果表明:尾焰自由射流区的激波膨胀、压缩距离和壁射流区面积随推进剂流量的增大而增大;考虑复燃化学反应不仅改变了自由射流区和滞止区的形状结构,而且增大了壁射流区的面积和温度;复燃和推进剂流量均是通过影响尾焰结构对冲击特性产生影响,具体影响效果与喷管出口和发射平台间距离有关.

关键词：尾焰冲击效应复燃液体火箭发动机推进剂

液体火箭发动机热试车启动中导流锥对燃气管路流动特性影响研究

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推进技术 2024年第2期45卷 54-62页

作者：周子杨宫武旗陈晖马冬英高远皓苏勇西安交通大学能源与动力工程学院陕西西安710049 西安航天动力研究所陕西西安710100

双推力室液体火箭发动机启动过程中,若出现两支管流量分配不均等现象,极易引起点火失败,造成重大损失。因此,燃气管路分叉处内部流动特性和在分叉处布置导流锥对改善流动特性影响的研究具有重要意义。本文针对某双推力室液体火箭发动机... 详细信息

双推力室液体火箭发动机启动过程中,若出现两支管流量分配不均等现象,极易引起点火失败,造成重大损失。因此,燃气管路分叉处内部流动特性和在分叉处布置导流锥对改善流动特性影响的研究具有重要意义。本文针对某双推力室液体火箭发动机热试车启动过程中的燃气管路,以试验数据作为边界条件,开展了瞬态流动数值仿真研究。结果表明,火箭发动机热试车启动过程中,燃气管路流动呈现出4个典型阶段,分别为点火前的平稳期、点火后的一次上升期、下降期和二次上升期。在启动过程中,无导流锥时,导流罩进口存在预旋回流区、一侧出口存在滞止回流区,导流罩与燃气支管衔接处内侧存在转弯回流区,三者相互作用是造成两支管间压力分布不对称及出口质量流量分配不平衡的主要原因;有导流锥时,预旋回流区被导流锥约束而缩小,滞止回流区消失。有导流锥与无导流锥时相比,在启动过程中约0.2 s与0.6 s时刻,两支管对称测点压差均值分别降低约80.0%与80.0%,两支管出口质量流量差值分别降低约55.0%与80.8%。导流锥有效改善了流动特性,使得两支管压力分布的对称性提高,流量分配平衡性增强。导流锥对双推力室液体火箭发动机稳定性提高有重要作用。

关键词：液体火箭发动机双推力室热试车启动过程导流锥燃气管路数值仿真

液体火箭发动机汽蚀建模与低入口压力起动过程仿真

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航空动力学报 2022年第8期37卷 1654-1663页

作者：陈一丹陈宏玉刘亚洲中国航天科技集团有限公司西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室西安710100

针对液体火箭发动机氧化剂泵的汽蚀过程,使用入口NPSH(net positive suction head)代替入口压力作为汽蚀发生的判据和入口质量流量的计算方法,并通过模型与试验结果的对比发现以扬程下降1.25%作为断裂汽蚀发生点的模型具有良好的精度。... 详细信息

针对液体火箭发动机氧化剂泵的汽蚀过程,使用入口NPSH(net positive suction head)代替入口压力作为汽蚀发生的判据和入口质量流量的计算方法,并通过模型与试验结果的对比发现以扬程下降1.25%作为断裂汽蚀发生点的模型具有良好的精度。后续开展发动机低于额定入口压力的起动仿真,结果表明:62%及以上额定压力能够正常起动;45%及以下额定压力起动失败,原因是燃气发生器温度过高。主要存在0.4~0.6 s,0.4~0.85 s和0.4~1.2 s三个时间段的严重汽蚀,分别对应氧主阀打开、主涡轮转速的快速爬升和燃气发生器参数波动。氧化剂主泵汽蚀主要影响燃气发生器和推力室,次要影响燃料供应路组件,轻微影响主涡轮。

关键词：汽蚀模型燃气发生器起动过程系统仿真液体火箭发动机

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液体火箭发动机推进剂泵诱导轮与离心轮的匹配

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航空学报 2019年第5期40卷 81-93页

作者：杨宝锋李斌陈晖刘占一西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室西安710100 航天推进技术研究院西安710100

为获得诱导轮离心轮周向匹配的时序效应对离心泵外特性以及压力脉动的影响规律,阐释相关作用机制,采用基于分离涡仿真(DES)的离心泵三维全流道数值仿真方法,引入熵产理论以及压力脉动强度系数等先进分析方法对不同匹配角度下离心泵内能... 详细信息

为获得诱导轮离心轮周向匹配的时序效应对离心泵外特性以及压力脉动的影响规律,阐释相关作用机制,采用基于分离涡仿真(DES)的离心泵三维全流道数值仿真方法,引入熵产理论以及压力脉动强度系数等先进分析方法对不同匹配角度下离心泵内能量损失机制及压力脉动特性进行了研究。结果表明:离心轮诱导轮的时序效应对泵外特性有一定的影响,随着匹配角度的增加,扬程和效率均呈现先减小后缓慢增大的趋势,扬程变化为0.8%,效率变化为1.2%,其影响机制由不同匹配角度下叶轮通道分离涡、叶轮叶片尾迹以及靠近隔舌处扩压器通道回流涡变化决定;时序效应对离心轮扩压器动静干涉效应影响显著,当诱导轮叶片尾缘位于离心轮相邻主叶片中间位置时,能够有效消除3倍频成分,显著降低泵内压力脉动水平,其中动静干涉区域以及隔舌处扩压器叶片表面压力脉动平均降幅分别达到14.5%和16.7%。

关键词：涡轮泵诱导轮离心轮液体火箭发动机时序效应熵产压力脉动

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液体火箭发动机喷管发汗冷却研究

航空动力学报 2008年第7期23卷 1334-1340页

作者：金韶山姜培学孙纪国清华大学热能工程系热科学与动力工程教育部重点实验室北京100084 北京航天动力研究所北京100076

采用SSTk-ω湍流模型对液体火箭发动机喷管发汗冷却进行了全场耦合计算,考虑了不同孔隙率、变物性、可压缩性、多孔介质热弥散效应、微尺度流动以及传质等因素的影响,比对再生冷却分析了不同注入率对壁面温度、冷却效率以及边界层厚度... 详细信息

采用SSTk-ω湍流模型对液体火箭发动机喷管发汗冷却进行了全场耦合计算,考虑了不同孔隙率、变物性、可压缩性、多孔介质热弥散效应、微尺度流动以及传质等因素的影响,比对再生冷却分析了不同注入率对壁面温度、冷却效率以及边界层厚度的影响;结果表明平均注入率的增大使平均壁温以更大的比例降低,采用发汗冷却的喷管喉部不再是最高温的部位.将CFD计算结果分别与实验以及一维气动公式计算结果进行了比较,证实计算结果可靠.

关键词：发汗冷却液体火箭发动机拉瓦尔喷管再生冷却烧结多孔

液体火箭发动机故障诊断器设计及其HIL验证

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北京航空航天大学学报 2019年第10期45卷 1995-2002页

作者：赵万里郭迎清杨菁薛薇武小平西北工业大学动力与能源学院西安710129 北京航天动力研究所北京100076

为了实现某型液体火箭发动机机载实时故障诊断,采用FPGA与DSP相结合的方式作为硬件架构设计了故障诊断器,其中FPGA控制高精度A/D转换器进行传感器数据采集,DSP运行故障诊断算法并将结果输出,对故障诊断器的硬件和软件分别进行了设计。... 详细信息

为了实现某型液体火箭发动机机载实时故障诊断,采用FPGA与DSP相结合的方式作为硬件架构设计了故障诊断器,其中FPGA控制高精度A/D转换器进行传感器数据采集,DSP运行故障诊断算法并将结果输出,对故障诊断器的硬件和软件分别进行了设计。提出了一种递归结构识别(RESID)算法用于液体火箭发动机故障诊断,该算法可在6 ms内诊断出流量衰减故障。搭建基于故障诊断器和工控机的硬件在环(HIL)试验平台,采用自动代码生成技术与手写代码结合的方式对RESID算法进行了试验验证,通过上位机界面进行观察。结果表明:RESID算法能准确地诊断出发动机常见的故障并在故障诊断器上实现,算法运行时间为3. 9 ms,故障诊断器可以实现实时数据监测和故障诊断,相对于传统平台更加小型化和经济化,既可以作为机载装置使用,也可作为通用平台来开发新算法。

关键词：液体火箭发动机故障诊断故障诊断器 FPGA+DSP 代码生成 HIL平台