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火箭基组合循环发动机热结构技术研究进展

航空学报 2024年第11期45卷 66-83页

作者：秦飞赵征何国强景婷婷孙星魏祥庚西北工业大学航天学院西安710072 固体推进全国重点实验室西安710072

宽速域、大空域、高比冲的火箭基组合循环发动机作为实现未来水平起降可重复使用天地往返运输系统、临近空间高速飞行平台等新型空天飞行器的主要动力系统之一,近年在宽域燃烧组织、模态过渡控制、高效热防护等关键技术方面取得了诸多进... 详细信息

宽速域、大空域、高比冲的火箭基组合循环发动机作为实现未来水平起降可重复使用天地往返运输系统、临近空间高速飞行平台等新型空天飞行器的主要动力系统之一,近年在宽域燃烧组织、模态过渡控制、高效热防护等关键技术方面取得了诸多进展,但在发动机热结构技术方面,由于新型空天飞行器要求动力系统工作速域更宽、结构系数更低,而发动机热结构设计面临宽域飞发任务耦合特性强、时空非均匀力热环境复杂、薄壁结构轻量化难度大、多次重复使用等难题,因此,必须一方面通过飞发总体参数匹配研究确定合理的发动机热结构指标约束,另一方面多角度提升发动机热结构设计水平和指标能力边界。首先,将国外以典型火箭基组合循环发动机为动力的空天飞行器作为对象,分析了入轨方式对动力系统热结构指标需求的影响规律,并梳理了GTX、Strutjet两款典型发动机的热防护与热结构方案,进而通过发动机燃烧组织与热环境分布特征分析,介绍了主被动结构热防护、高温结构可变可调、结构重复使用与健康管理三类关键技术的研究进展。

关键词：空天飞行器火箭基组合循环发动机主动热防护轻质热结构可重复使用

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氧化剂燃气来流下TAGN富燃料掺混燃烧特性

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固体火箭技术 2024年第3期47卷 302-309页

作者：王立民张宇张微萌刘殊远丁妍雨夏智勋胡松启国防科技大学高超声速技术实验室长沙410073 内蒙动力机械研究所呼和浩特010011 西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室西安710072 中国航天科工集团有限公司六院210所西安710065

在新型氧/燃分离式组合固体发动机中,氧化剂燃气来流工况对富燃料掺混燃烧特性具有重要影响。为揭示氧化剂来流下富燃料掺混燃烧特性,基于课题组前期建立的氧化剂/富燃料掺混燃烧反应详细机理,构建了新型氧/燃分离式组合固体发动机二维... 详细信息

在新型氧/燃分离式组合固体发动机中,氧化剂燃气来流工况对富燃料掺混燃烧特性具有重要影响。为揭示氧化剂来流下富燃料掺混燃烧特性,基于课题组前期建立的氧化剂/富燃料掺混燃烧反应详细机理,构建了新型氧/燃分离式组合固体发动机二维稳态燃烧模型。通过数值仿真分析,获得了不同来流温度和马赫数下,高氯酸铵(AP)氧化剂燃气对硝酸三氨基胍(TAGN)富燃料掺混燃烧特性的影响。结果表明,随着AP燃气来流的初温升高,沿流动方向的混合效果变强,而沿径向方向的混合效果变差,TAGN富燃料前端传热系数有所提升,燃面平均退移速率出现小幅下降;增大AP燃气来流马赫数,显著强化了AP和TAGN的掺混和传热过程,提高了TAGN燃气和AP燃气之间的反应速率,燃面平均退移速率显著增大。

关键词：氧/燃分离式组合固体发动机详细反应机理掺混燃烧混合效应

氢气化学反应机理在超声速燃烧数值仿真中的应用研究

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空天技术 2024年第3期 11-23页

作者：田亮张世毅王洪信朱韶华河北工业大学能源与环境工程学院河北省热科学与能源清洁利用技术重点实验室慕尼黑工业大学工程与设计学院西北工业大学航天学院

针对一种支板构型超燃燃烧室开展了氢燃烧的化学反应动力学机理在超声速燃烧中的适用性研究，在选取了合适的湍流模型和反应模型后，研究了8种化学动力学机理（5种详细机理和3种简化机理）在相同工况下的超声速燃烧流场。对比了将3种湍... 详细信息

针对一种支板构型超燃燃烧室开展了氢燃烧的化学反应动力学机理在超声速燃烧中的适用性研究，在选取了合适的湍流模型和反应模型后，研究了8种化学动力学机理（5种详细机理和3种简化机理）在相同工况下的超声速燃烧流场。对比了将3种湍流模型和2种反应模型组合后得到的仿真结果与实验数据，发现选用SST k-ω湍流模型和EDC反应模型进行支板型发动机燃烧室流场仿真最合理。通过对比使用5种详细机理模拟得到的燃烧室流场截面上温度、速度、OH浓度和H2O质量分数分布情况，发现结果中OH浓度分布有较大差别，其他参数差别不大；对比分析了使用简化机理得到的模拟结果与详细机理，发现3种简化机理得到的火焰结构、火焰温度和中间产物OH的分布都与详细机理差别很大。

关键词：支板型超燃冲压发动机化学动力学机理氢气简化机理数值模型

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旋转爆震火箭发动机推进性能分析

推进技术 2024年第2期45卷 17-28页

作者：朱亦圆王可范玮浙江科技学院能源与环境系统工程系浙江杭州310023 西北工业大学动力与能源学院陕西西安710072 西北工业大学陕西省航空动力系统热科学重点实验室陕西西安710129

针对旋转爆震发动机(Rotating Detonation Engine,RDE)燃烧室简化二维流场,采用流场分区,建立了一种适用于RDE工作特性的性能分析模型,可快速准确地估算RDE的推进性能。模型考虑了燃烧室内气流膨胀过程中的气流角度匹配,可准确描述存在... 详细信息

针对旋转爆震发动机(Rotating Detonation Engine,RDE)燃烧室简化二维流场,采用流场分区,建立了一种适用于RDE工作特性的性能分析模型,可快速准确地估算RDE的推进性能。模型考虑了燃烧室内气流膨胀过程中的气流角度匹配,可准确描述存在单个爆震波时的基本流场结构特征,包括爆震波倾斜角度、斜激波角度、滑移线角度等,结果与已有文献的研究结果一致性较高。根据模型流场中所取控制体的进出口参数,可得理想膨胀状态下RDE的推进性能,估算结果与已有性能估算模型吻合较好,与已有实验数值偏差为8%。经验证推导,模型亦可用于多波模态。采用该性能分析模型对比研究了不同反应物当量比、进气总压和总温下火箭式RDE的推进性能。研究表明,性能分析模型可准确反映RDE燃烧室的非稳态流场特征,且可快速准确地估算RDE的推进性能,为RDE推进性能的评估提供了简便可靠的方法。

关键词：旋转爆震发动机性能分析模型流场结构理想膨胀推进性能

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压气机叶片加工误差离散性控制研究进展综述

机械科学与技术 2024年第7期43卷 1101-1119页

作者：何智伟李瑞宇李湉罗明西北工业大学机电学院航空发动机高性能制造工业和信息化部重点实验室西安710072 西安交通大学航天航空学院西安710049 中国航发航空科技股份有限公司成都600503

航空发动机压气机整体叶盘通常设计为旋转周期对称结构。然而,实际加工中同一级整体叶盘上不同叶片之间以及单个叶片自身存在的加工误差离散性会对流场参数产生不利影响。因此,提高整体叶盘叶片加工误差一致性成为普遍关注的难题。综述... 详细信息

航空发动机压气机整体叶盘通常设计为旋转周期对称结构。然而,实际加工中同一级整体叶盘上不同叶片之间以及单个叶片自身存在的加工误差离散性会对流场参数产生不利影响。因此,提高整体叶盘叶片加工误差一致性成为普遍关注的难题。综述了近年来针对同级叶盘不同叶片加工误差离散性对气动性能影响规律的相关研究,以及加工过程强时变特性下误差离散度控制的相关成果。就误差离散性现象及产生原因、对性能影响规律及加工误差离散度控制方法这3个方面展开论述。最后展望了未来误差离散度加工控制方法发展趋势,为未来相关研究工作提供参考。

关键词：整体叶盘加工误差气动性能离散性离散度控制

不同增强方向的带支柱体心立方点阵及其填充结构的压缩力学性能分析

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中国机械工程 2024年

作者：张武昆赵剑谭永华高玉闪王珺韩子月耿小亮航天液体动力全国重点实验室西安航天动力研究所西安建筑科技大学机电工程学院西北工业大学力学与土木建筑学院

为研究不同增强方向的BCCZ点阵及其填充结构的压缩力学性能，制备了硅橡胶填充点阵结构试验件。通过试验和仿真方法研究了硅橡胶填充BCC1和BCC2（加载方向分别与BCCZ点阵的Z杆方向相同或垂直）两种点阵结构的压缩力学性能，并采用铁木... 详细信息

为研究不同增强方向的BCCZ点阵及其填充结构的压缩力学性能，制备了硅橡胶填充点阵结构试验件。通过试验和仿真方法研究了硅橡胶填充BCC1和BCC2（加载方向分别与BCCZ点阵的Z杆方向相同或垂直）两种点阵结构的压缩力学性能，并采用铁木辛柯梁理论和极限载荷法分析了两种BCCZ点阵结构的等效弹性模量和压缩平台应力。结果表明：提出的理论模型能够很好的预测两种点阵结构的等效弹性模量和压缩平台应力。经过填充后两种点阵结构的压缩强度和吸能性能均会得到增强，BCC2结构的增强效果更加显著。对BCC1点阵结构，填充提高了其内部杆件的承载力；而对BCC2点阵结构，填充减少了其“V”型剪切带附近的杆件弯曲变形。随着点阵结构半径的增加，两种结构的吸能耦合因子均先增加后减小，而BCC1型结构的吸能耦合因子变化更明显。

关键词：力学性能点阵结构等效弹性模量有限元仿真填充结构

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大过载对固体火箭发动机粒子阻尼的影响

推进技术 2022年第4期43卷 270-279页

作者：游艳峰吴治昌张雷岳刘贝贝刘佩进杨文婧西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室陕西西安710072 西北工业大学计算机学院陕西西安710072

针对大过载条件下(30 g)固体火箭发动机粒子阻尼预估问题,采用离散元法(DEM)对大过载下固体火箭发动机内的粒子阻尼开展了数值模拟研究工作。通过考虑粒子空间分布的粒子阻尼预估方法来计算不均匀分布下的粒子阻尼,进而分析获得了过载... 详细信息

针对大过载条件下(30 g)固体火箭发动机粒子阻尼预估问题,采用离散元法(DEM)对大过载下固体火箭发动机内的粒子阻尼开展了数值模拟研究工作。通过考虑粒子空间分布的粒子阻尼预估方法来计算不均匀分布下的粒子阻尼,进而分析获得了过载下燃烧室内不同直径粒子的空间分布及阻尼特性。研究结果表明:30 g的大过载会显著影响燃烧室内粒子的空间分布及粒子阻尼特性,且不同大小的粒子受影响程度显著不同。横向过载下,燃烧室内粒径大于30μm的粒子在极短的时间内即会在局部区域形成聚集带和真空带。采用与空间分布相关粒子阻尼预估方表征粒子阻尼,发现非均匀分布下粒子的阻尼值比均匀分布时小;在横向大过载下,粒子阻尼的减小(可达30%)发生在极短时间(5 ms)内,且粒径越大的粒子其阻尼减小得越早、越快,这对发动机燃烧的稳定性是十分不利的。

关键词：固体火箭发动机大过载离散元算法(DEM) 空间分布粒子阻尼

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基于响应面法的火箭发动机喷管型面优化设计

航空动力学报 2022年第1期37卷 214-224页

作者：王英鹏徐义华孙海俊冯喜平南昌航空大学飞行器工程学院江西省微小航空发动机重点实验室南昌330063 西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室西安710072

针对已知某型火箭发动机的燃气参数,对比了维托辛斯基、双三次、五次曲线及基于维托辛斯基的移轴法设计的收缩段型面喷管性能,其中移轴法得到喷管性能较优;采用单一变量法计算分析了喷管型面参数(初始扩张段圆弧半径、扩张段出口半角、... 详细信息

针对已知某型火箭发动机的燃气参数,对比了维托辛斯基、双三次、五次曲线及基于维托辛斯基的移轴法设计的收缩段型面喷管性能,其中移轴法得到喷管性能较优;采用单一变量法计算分析了喷管型面参数(初始扩张段圆弧半径、扩张段出口半角、扩张段长径比、扩张段扩张角以及收缩段长径比)对喷管性能影响规律,喷管出口推力随着初始扩张段圆弧半径以及出口半角的增大而减小;随着收缩段长径比、扩张段长径比以及扩张角的增大,喷管出口推力先增大后减小。由于各型面参数的影响关系存在着耦合现象,为了综合考虑各参数对喷管性能影响,采用响应面法(RSM)对喷管型面各参数进行优化设计,结果表明:RSM所得到的型面喷管在推力增加的基础上,长度减小了3.40%。

关键词：推进系统推力喷管响应面法型面参数优化设计

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冷却环带结构形态及离心角度对流场的影响

推进技术 2023年第7期44卷 206-216页

作者：侯瑞峰李龙飞陈建华卢钢曹晨西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室陕西西安710100 西北工业大学航天学院陕西西安710072

为了优化冷却环带局部喷注结构的型面参数,延长液膜存续寿命,采用广义超临界流体定义方法,对高压液氧煤油火箭发动机推力室第一环带的液膜流动特性进行了数值研究。分析了喷注结构的内边弧度半径和冷却剂的入射离心角度对流线发展、介... 详细信息

为了优化冷却环带局部喷注结构的型面参数,延长液膜存续寿命,采用广义超临界流体定义方法,对高压液氧煤油火箭发动机推力室第一环带的液膜流动特性进行了数值研究。分析了喷注结构的内边弧度半径和冷却剂的入射离心角度对流线发展、介质分布、湍流动能等的影响。结果表明,受超临界流体物性参数的突变影响,入口上、下游壁面处均会出现涡流效应,阻碍当地对流换热作用,阻断液膜铺展并引起液壁分离现象,加剧气液卷吸掺混;增大内弧半径可扩大液膜有效区域,半径为2.0mm时,有效区占比为59.2%;提高入射离心角可显著减弱涡流效应;2.0mm的内弧半径和84°的入射离心角为最佳工况组合,采用该方案可大幅优化液膜的稳定性和顺滑性。

关键词：液体火箭发动机推力室液膜冷却环带喷注结构入射角度