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喷嘴结构细节对连续爆轰发动机掺混特性的影响

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航空动力学报 2024年第8期39卷 178-184页

作者：孔维鹏刘倩中国航天科技集团有限公司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

为研究不同喷嘴结构细节对气氢/气氧连续爆轰发动机冷态掺混特性的影响,采用商业软件Fluent对其冷态掺混流场进行了数值仿真研究。以环缝-喷孔式喷注结构为基础,设计了12种不同喷嘴结构的连续爆轰发动机,研究了在入口条件相同的情况下,... 详细信息

为研究不同喷嘴结构细节对气氢/气氧连续爆轰发动机冷态掺混特性的影响,采用商业软件Fluent对其冷态掺混流场进行了数值仿真研究。以环缝-喷孔式喷注结构为基础,设计了12种不同喷嘴结构的连续爆轰发动机,研究了在入口条件相同的情况下,不同气氧喷嘴出口扩张角、不同气氢喷注角度、不同气氢喷嘴出口扩张角以及单双侧喷注对掺混特性的影响。结果表明:气氧喷嘴出口扩张角在0°~20°范围内,掺混效果呈现先下降后上升的趋势,气氧喷嘴出口扩张角最佳值为20°;气氢喷注角度在30°~90°范围内,掺混效果呈现先上升后下降的趋势,气氢喷注角度最佳值为45°;在0°~10°范围内,增大气氢喷嘴出口扩张角使得掺混效果下降;气氢双侧喷注的掺混效果明显优于单侧喷注。

关键词：连续爆轰发动机气氢/气氧喷嘴结构冷态流场掺混特性数值仿真

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大推力液氧煤油补燃发动机分级起动仿真分析

航空动力学报 2024年第8期39卷 154-162页

作者：张睿文李斌王丹张晓光中国航天科技集团有限公司西安航天动力研究所西安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

分级起动是提高大推力液氧煤油补燃发动机起动品质和发射可靠性的重要措施。通过系统动力学仿真,分析了发动机分级起动特性。采用Modelica语言开发了通用模块化液体动力系统动态特性仿真模型库(Tulips)。基于模型库,自底向上逐层构建和... 详细信息

分级起动是提高大推力液氧煤油补燃发动机起动品质和发射可靠性的重要措施。通过系统动力学仿真,分析了发动机分级起动特性。采用Modelica语言开发了通用模块化液体动力系统动态特性仿真模型库(Tulips)。基于模型库,自底向上逐层构建和验证了发动机系统仿真模型。仿真结果表明:初级工况设置在推力高于额定值40%时起动品质较好;初级工况越低,进入初级工况的延迟时间越长;初级工况较低时,提前推力室点火和燃料节流阀转级时刻,有利于提高起动品质;涡轮泵转动惯量较大时,进入初级工况更平稳。

关键词：补燃发动机分级起动系统动态仿真模型库初级工况

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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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球型调节阀液动力矩特性仿真及优化设计

火箭推进 2024年第3期50卷 53-64页

作者：梁文栋许健刘博李有志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、... 详细信息

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。

关键词：调节阀液动力矩数值仿真影响因素优化设计

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膨胀循环氢氧发动机火炬点火系统方案研究

导弹与航天运载技术（中英文） 2024年第3期 38-44页

作者：李锦江刘恒刘登丰褚宝鑫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,开展了火炬式电点火系统方案论证和仿真研究,明确了较为合理的低压火炬式电点火系统方案,并完成整机级试验验证。结果表明,氢主阀打开瞬间点火室混合比波动较大,可能造成结构烧蚀;从氢涡轮前引气氢... 详细信息

针对膨胀循环氢氧发动机多次点火需求,开展了火炬式电点火系统方案论证和仿真研究,明确了较为合理的低压火炬式电点火系统方案,并完成整机级试验验证。结果表明,氢主阀打开瞬间点火室混合比波动较大,可能造成结构烧蚀;从氢涡轮前引气氢、氧泵后引液氧的方案烧蚀风险较小,但对发动机起动和稳态特性有一定影响。试验验证了仿真分析结果,实现了中国液体火箭发动机首次低压火炬式电点火起动,初步表明点火系统方案可行。

关键词：膨胀循环氢氧发动机火炬式电点火系统方案仿真

10 kWe空间堆闭式布雷顿系统驱动单元设计

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火箭推进 2024年第4期50卷 140-148页

作者：连军伟贺雷林蓬成车雪娇周永华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 北京航天动力研究所北京100076

针对空间反应堆要求能量密度高和长寿命等特点,提出一种以气体箔片轴承作为支承,高效率径流式叶轮作为驱动的离心式压气机设计方案。以特定流量、压力、功率和效率作为设计依据,进行叶轮的气动设计,得到高效率压气机和高效率径流式涡轮... 详细信息

针对空间反应堆要求能量密度高和长寿命等特点,提出一种以气体箔片轴承作为支承,高效率径流式叶轮作为驱动的离心式压气机设计方案。以特定流量、压力、功率和效率作为设计依据,进行叶轮的气动设计,得到高效率压气机和高效率径流式涡轮模型。基于有限元法,对径向气箔轴承的顶箔变形分别采用欧拉梁和厚板模型进行表达,并结合Reynolds方程进行求解,厚板模型的计算结果准确反映了顶箔沿轴向的变形,由此得到的气膜厚度、气膜压力和承载力更加符合实际,在厚板模型基础上求得轴承动态刚度和阻尼系数更为合理。选取合理的轴承模型获取了转子系统的临界转速和闭式布雷顿系统的最低起飞转速,并由线性轴心轨迹得知转子系统在额定工况具有更好的稳定性。最后对止推箔片轴承的承载特性进行了分析,提出了装配注意事项,为10 kWe空间堆闭式布雷顿系统驱动单元样机研制提供了理论指导。

关键词：空间核反应堆布雷顿系统离心式压气机气箔轴承拉杆转子

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液体火箭发动机高频燃烧不稳定问题综述

航空学报 2024年第11期45卷 106-132页

作者：汪广旭李斌谭永华高玉闪西安航天动力研究所航天液体动力全国重点实验室西安710100 中国航天科技集团航天推进技术研究院西安710100

高频燃烧不稳定现象诱发的大幅值压力振荡严重威胁液体火箭发动机可靠性,为此,国内外开展了大量深入的研究工作。为了提高对此类问题及相关研究的整体认识,系统阐述了液体火箭发动机高频燃烧不稳定问题的主要特点、关键物理机制、研究... 详细信息

高频燃烧不稳定现象诱发的大幅值压力振荡严重威胁液体火箭发动机可靠性,为此,国内外开展了大量深入的研究工作。为了提高对此类问题及相关研究的整体认识,系统阐述了液体火箭发动机高频燃烧不稳定问题的主要特点、关键物理机制、研究思路等,重点梳理了国内外在液体推进剂燃烧子过程响应机理方面的研究工作,明确指出了燃烧速率控制过程对于此类问题分析的重要意义。在此基础上,详细总结了液滴蒸发和射流掺混作为速率控制过程的高频燃烧不稳定问题数值仿真研究进展,仔细归纳了线性和非线性理论解析分析方法面临的挑战,简要介绍了基于非线性动力系统的分析方法在揭示高频燃烧不稳定非线性行为以及稳定性裕度评估方面的重要潜力。最后,针对不同工程控制措施的内在联系、应用情况等进行了分析,特别强调了燃烧释热分布控制的重要性。

关键词：液体火箭发动机高频燃烧不稳定燃烧响应速率控制过程燃烧释热分布控制

阻塞率对液液针栓多喷注单元喷雾场特性的影响

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航空动力学报 2024年第7期39卷 250-262页

作者：王凯唐亮雷凡培杨岸龙周立新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 中国船舶集团有限公司北京100044

为了研究阻塞率对针栓式喷注器喷雾场特性的影响,基于平面针栓喷注单元的研究思路,设计了结构可更换的平面针栓多喷注单元试验件,同时采用分相识别的PLIC VOF(piecewise linear interface calcula-tion volume of fluid)多相流仿真方法... 详细信息

为了研究阻塞率对针栓式喷注器喷雾场特性的影响,基于平面针栓喷注单元的研究思路,设计了结构可更换的平面针栓多喷注单元试验件,同时采用分相识别的PLIC VOF(piecewise linear interface calcula-tion volume of fluid)多相流仿真方法及高速摄影试验方法,开展了阻塞率对液液针栓多喷注单元的雾化角、喷雾扩散角及液雾空间分布的影响规律研究.对于径向圆孔,阻塞率的改变通过改变径向孔直径及个数实现;对于径向矩形孔,阻塞率的改变还可以通过改变矩形的高宽比实现.研究发现:阻塞率对喷雾场的液雾空间分布有重要影响.在径向喷注孔总动量比不变时,阻塞率对喷雾场的影响主要通过喷雾扇空间间距的直接影响和转化为有效动量比的间接影响两种途径实现,径向孔形状对喷雾场的影响本质上也转化为阻塞率及有效动量比的影响.径向孔直径改变和形状改变造成的阻塞率变化对雾化角的影响仅通过有效动量比间接实现,喷注单元的雾化角理论模型也适用于多喷注单元;阻塞率对喷雾扩散角和液雾空间分布的影响则通过两种途径共同产生.另外,高的总动量比工况下,液雾径向分布范围会增大,相邻单元间相互作用会使得雾扇中心区和外侧区液雾分布量均增加.

关键词：液液针栓喷注器阻塞率有效动量比径向孔形状雾化角液雾分布

液体火箭发动机高频纵向燃烧不稳定现象的随机性

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航空学报 2024年第14期45卷 189-199页

作者：汪广旭杨宝娥谭永华高玉闪李斌西安航天动力研究所航天液体动力全国重点实验室西安710100 中国航天科技集团航天推进技术研究院西安710100

围绕自燃推进剂液体火箭发动机燃烧室高频纵向燃烧不稳定现象的随机性进行了深入探讨,分析了结构振动数据在表征燃烧室压力振荡方面的有效性,对比了理论声模态和实测振型,基于蒸发过程作为速率控制的假设,对该燃烧室的稳定性进行了分析... 详细信息

围绕自燃推进剂液体火箭发动机燃烧室高频纵向燃烧不稳定现象的随机性进行了深入探讨,分析了结构振动数据在表征燃烧室压力振荡方面的有效性,对比了理论声模态和实测振型,基于蒸发过程作为速率控制的假设,对该燃烧室的稳定性进行了分析,并提出了造成不同供应系统下稳定性差异的2种假设模型。研究表明:由结构振动传感器测得的是燃烧室结构对燃气压力振荡场的响应结果,后者存在一定的频率选择性和非线性;实测突频幅值分布与该频率下的理论声模态基本吻合,确定该燃烧室发生了高频一阶纵向燃烧不稳定现象;线性模型结果表明,该燃烧室具有一定的稳定性裕度,但不能解释系统2条件下燃烧不稳定现象随机出现这一现象;系统2条件下该燃烧室的稳定性恶化或不同工况间的稳定性波动幅值增加,造成部分工况点落入非线性不稳定性区间,成为潜在的不稳定工况。

关键词：液体火箭发动机高频纵向燃烧不稳定供应系统随机性