高温壁面条件下冷却液膜多相动力学的数值研究

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作者 潘见光 唐逸豪 +3 位作者 韩旺 汪凤山 毛晓芳 姚兆普 《空间控制技术与应用》 北大核心 2025年第6期108-118,共11页

针对小推力液体火箭发动机燃烧室液膜冷却过程在高壁温影响下的液膜形成与演化认识不清晰,采用VOF-水平集耦合多相流模型与壳传导方法,对射流撞击高温壁面后液膜的铺展、沸腾、破碎与飞溅进行了数值模拟研究.结果表明,壁温升高时液膜下... 针对小推力液体火箭发动机燃烧室液膜冷却过程在高壁温影响下的液膜形成与演化认识不清晰,采用VOF-水平集耦合多相流模型与壳传导方法,对射流撞击高温壁面后液膜的铺展、沸腾、破碎与飞溅进行了数值模拟研究.结果表明,壁温升高时液膜下游核态沸腾区范围显著增大,液膜破碎提前且水跃区域消失,特别是在超过莱顿弗罗斯特温度(约900K)后,液膜与壁面间迅速形成蒸汽隔离层,导致液膜破碎加剧,促使液滴粒径分布向更小尺度集中并发生飞溅偏转.统计分析结果显示,壁温升高对液膜铺展角影响不大,而射流入射角对铺展角影响显著,表明撞击惯性仍是决定液膜覆盖范围的主要因素;湿润区面积随壁温升高而明显缩小,冷却能力显著减弱.研究揭示了液膜冷却中壁温调控沸腾机制和液膜稳定性的关键作用,可为高温壁面工况下的液膜冷却设计与参数优化提供参考,并为在更复杂环境中开展进一步研究奠定基础. 展开更多

关键词 小推力液体火箭发动机 液膜冷却 高温壁面 液膜铺展 液滴飞溅

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电磁阀高温环境下双组元150N姿控发动机脉冲工作特性

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作者 陈锐达 刘淑群 +3 位作者 刘昌国 陈剑 赵京 洪鑫 《火箭推进》 北大核心 2025年第4期84-91,99,共9页

为了考察电磁阀高温环境下空间液体火箭发动机的工作特性,搭建了高温试验系统,开展了双组元150 N姿控发动机高空模拟热试车,通过包覆热控组件和安装比例积分微分控制装置实现了对电磁阀壳体的加热和保温,研究了常温、80℃和95℃保温24 h... 为了考察电磁阀高温环境下空间液体火箭发动机的工作特性,搭建了高温试验系统,开展了双组元150 N姿控发动机高空模拟热试车,通过包覆热控组件和安装比例积分微分控制装置实现了对电磁阀壳体的加热和保温,研究了常温、80℃和95℃保温24 h、135℃保温1 h对发动机脉冲工作特性的影响。试验结果表明:电磁阀处于80~135℃保温温度时,发动机具备脉冲点火工作能力,工作初期的推力冲量和推力峰值均明显低于常温条件,并且推力持续发生振荡;在80℃保温条件下,发动机工作初期的推力冲量变化趋势与常温下基本一致;95℃与135℃保温条件下的推力冲量量级相当。在低于四氧化二氮沸点温度的高温环境下,密度降低不是导致工作初期推力冲量降低的唯一影响因素;在高于四氧化二氮沸点温度的高温环境下,推力冲量大幅降低主要还是受四氧化二氮气化的影响。 展开更多

关键词 空间液体火箭发动机 高温环境 脉冲推力冲量 四氧化二氮 气化

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太阳爆发抵近探测——“触碰计划” 被引量：6

3

作者 林隽 黄善杰 +23 位作者 李燕 种晓宇 张珅毅 李明涛 张艺腾 周斌 欧阳高翔 项磊 董亮 季海生 田晖 宋红强 刘煜 金振宇 冯晶 张洪波 张贤国 张伟杰 黄旻 吕群波 邓雷 符慧山 程鑫 汪敏 《空间科学学报》 CAS CSCD 北大核心 2021年第2期183-210,共28页

本文旨在介绍一项具有重大科学意义和应用价值的深空探测任务构想.该任务将对驱动恒星大尺度爆发过程的中心结构(即磁重联电流片)进行抵近(原位)探测,主要目的是详细研究发生在离地球最近的恒星——太阳上的大尺度磁重联过程的精细物理... 本文旨在介绍一项具有重大科学意义和应用价值的深空探测任务构想.该任务将对驱动恒星大尺度爆发过程的中心结构(即磁重联电流片)进行抵近(原位)探测,主要目的是详细研究发生在离地球最近的恒星——太阳上的大尺度磁重联过程的精细物理特征,揭示太阳系中最为剧烈的能量释放过程(即太阳爆发或太阳风暴)的奥秘.该任务的科学目标:磁重联过程是发生在宇宙磁化等离子体中的能量转换和释放的核心过程,其一直是太阳物理、等离子体物理、空间科学研究领域内的一个极为重要的研究课题及研究方向.通过抵近观测可以将同样设备的分辨能力提高5~20倍,将提供在地球附近无法获得的太阳超清晰图像以及相应的物理信息,让人类在一个前所未有的平台上来研究、认识和了解太阳,从而解决太阳爆发核心驱动过程的精细物理性质与日冕加热等长期困扰太阳物理研究领域的难题. 展开更多

关键词 太阳爆发 磁重联 实地探测 大推力火箭 防热隔热 深空通信

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大推力液体火箭发动机结构中的力学问题 被引量：36

4

作者 李斌 闫松 杨宝锋 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2021年第4期831-864,共34页

依据大推力液体火箭发动机工作时极端的力热环境状态,阐述分析了大推力发动机强振动、大静载、多源激励和传递路径复杂的力学特点.静力学方面介绍了整机结构载荷分析和组件静力学分析方法,动力学方面介绍了整机低频模型、精细化动力学... 依据大推力液体火箭发动机工作时极端的力热环境状态,阐述分析了大推力发动机强振动、大静载、多源激励和传递路径复杂的力学特点.静力学方面介绍了整机结构载荷分析和组件静力学分析方法,动力学方面介绍了整机低频模型、精细化动力学修正、多源载荷等效等问题的研究情况.针对发动机典型的部件,梳理了大推力发动机研制中面临的力学挑战,包括高温高压燃气摇摆装置、转子动力学、动静干涉流体激振、诱导轮汽蚀振荡、大范围轴向力平衡、超音速涡轮颤振、推力室热疲劳、喷管侧向力载荷、总装管路疲劳断裂等问题,指出了力学需求和未来研究方向.最后对发动机结构概率失效分析的现状进行了简要介绍,为大推力液体火箭发动机研制提供力学支撑. 展开更多

关键词 大推力液体火箭发动机 涡轮颤振 喷管侧向力 管路断裂 概率失效分析

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高燃温喉栓式变推力固体火箭发动机试验 被引量：15

5

作者 王佳兴 魏志军 王宁飞 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第1期89-92,共4页

为研究高燃温推进剂下喉栓式固体火箭发动机推力控制,设计同轴式变推力固体火箭发动机试验系统,以混合式直线步进电机作为喉栓驱动系统,采用组合动密封方式,利用高燃温高压强指数推进剂进行点火试验,实现了燃烧室压强从12.1～2MPa的调... 为研究高燃温推进剂下喉栓式固体火箭发动机推力控制,设计同轴式变推力固体火箭发动机试验系统,以混合式直线步进电机作为喉栓驱动系统,采用组合动密封方式,利用高燃温高压强指数推进剂进行点火试验,实现了燃烧室压强从12.1～2MPa的调节。试验结果发现喉栓头部烧蚀严重,对压强调节影响较大,针对喉栓烧蚀问题提出了减轻烧蚀思路,通过闭环控制方式控制喉栓运动,增加喉栓直径以及合理选择推进剂等可降低喉栓烧蚀,提高压强控制精度。 展开更多

关键词 固体火箭发动机 喉栓 变推力 高燃温

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高压氢氧火箭发动机推力室燃烧稳定性分析 被引量：12

6

作者 刘倩 李敬轩 +4 位作者 孙纪国 梁炫烨 向小林 潘亮 郑孟伟 《火箭推进》 CAS 2022年第2期66-75,共10页

针对高压氢氧火箭发动机推力室不设置隔板喷嘴和声腔的结构方案,利用火焰传递函数+低阶声学模型的解耦预测仿真方法,分析了不同喷注参数和结构参数下燃烧室的燃烧稳定性裕度。采用非定常雷诺平均NS方程(URANS)计算同轴直流喷嘴非稳态燃... 针对高压氢氧火箭发动机推力室不设置隔板喷嘴和声腔的结构方案,利用火焰传递函数+低阶声学模型的解耦预测仿真方法,分析了不同喷注参数和结构参数下燃烧室的燃烧稳定性裕度。采用非定常雷诺平均NS方程(URANS)计算同轴直流喷嘴非稳态燃烧过程以获取火焰传递函数,其中采用Soave Redlich Kwong(SRK)状态方程计算密度等物性参数;考虑到同轴直流喷嘴的火焰长度与声波量级相当,采用分布式火焰结构进行火焰传递函数建模。采用商业软件COMSOL计算加载了火焰传递函数的燃烧室声学模态,使用模态增长率为评定标准,预测燃烧不稳定性。结果表明,给定不同燃气/氧喷注速度比、混合比、相对喷嘴压降、缩进深度比、富氢燃气喷前温度等各工况下,预测得到的燃烧室均未出现燃烧不稳定现象。在推力室设计中通过增加燃气/氧喷注速度比或降低燃烧室混合比,有利于提升燃烧稳定性裕度。所做工作为高压氢氧火箭发动机喷注器设计及燃烧稳定性裕度评估提供参考。 展开更多

关键词 高压氢氧火箭发动机 推力室 燃烧稳定性 数值仿真 火焰传递函数

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大推力液氧甲烷火箭发动机技术研究进展 被引量：14

7

作者 谭永华 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第11期1-13,I0002,共14页

液氧甲烷具有来源丰富、冷却性能好、燃烧温度低、不易结焦和积炭等优势,在可重复使用发动机上具有广阔的应用前景,从而使得高性能大推力液氧甲烷火箭发动机成为未来深空探测等重大航天任务的热点研究方向。通过计算对比分析了以液氧甲... 液氧甲烷具有来源丰富、冷却性能好、燃烧温度低、不易结焦和积炭等优势,在可重复使用发动机上具有广阔的应用前景,从而使得高性能大推力液氧甲烷火箭发动机成为未来深空探测等重大航天任务的热点研究方向。通过计算对比分析了以液氧甲烷、液氧煤油和液氧液氢为推进剂的3种发动机性能参数的优劣性,结果表明大推力液氧甲烷火箭发动机在可重复使用一级主动力发动机上具有优势。总结了国内外大推力液氧甲烷火箭发动机的研制历程,论述了大推力液氧甲烷火箭发动机研制所涉及到的六大关键技术和中国在各项技术上的研制进展,相应地提出了中国发展大推力液氧甲烷火箭发动机亟待解决的主要问题,展望了未来中国可重复使用大推力液氧甲烷火箭发动机实现工程应用的前景。 展开更多

关键词 液氧甲烷火箭发动机 大推力 高性能 可重复使用 深空探测

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用聚能切割法实现推力终止实验研究 被引量：4

8

作者 刘佩进 何国强 +1 位作者 李江 陈剑 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第2期107-109,共3页

对用聚能切割法实现固体火箭发动机推力终止的方案开展了实验研究,推力、压强测量用于观测冲击及压强过程,高速运动分析仪用于观测切割过程.有限的实验结果表明,聚能切割能在3～6 ms实现燃烧室的快速降压熄火,从而实现推力终止,但固体... 对用聚能切割法实现固体火箭发动机推力终止的方案开展了实验研究,推力、压强测量用于观测冲击及压强过程,高速运动分析仪用于观测切割过程.有限的实验结果表明,聚能切割能在3～6 ms实现燃烧室的快速降压熄火,从而实现推力终止,但固体推进剂在一段时间之后复燃,产生微小推力;聚能切割会产生较大的冲击力. 展开更多

关键词 固体火箭发动机 推力终止 聚能切割 高速运动分析

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氢氧火箭发动机高空模拟试验推力测量装置研制 被引量：2

9

作者 朱子环 蔡睿 《宇航计测技术》 CSCD 2016年第6期50-55,共6页

为了保证氢氧火箭发动机高空环境下推力测量的准确性,针对氢氧发动机高空模拟试验的特点,结合推力测量装置的原理和实际布局的需求,开展了低温及真空环境影响下的推力测量装置结构设计研究。解决了小弹阻力的弹簧片设计技术、校准力与... 为了保证氢氧火箭发动机高空环境下推力测量的准确性,针对氢氧发动机高空模拟试验的特点,结合推力测量装置的原理和实际布局的需求,开展了低温及真空环境影响下的推力测量装置结构设计研究。解决了小弹阻力的弹簧片设计技术、校准力与发动机推力轴线一致的控制技术、校准传力机构由动到静真空舱密封的实现技术以及管路约束力对推力测量影响的控制技术等难点,成功研制了一套推力测量装置,应用于某型火箭发动机试验中取得了较好的效果。 展开更多

关键词 火箭发动机 高空模拟 推力测量

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大推力液氧煤油补燃发动机高频燃烧不稳定性的控制方法 被引量：11

10

作者 李龙飞 陈建华 刘站国 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2011年第3期16-19,共4页

针对大推力液氧煤油补燃发动机高频燃烧不稳定性问题,讨论了气液同轴式喷嘴、隔板和整流栅等主要控制方法及其控制机理。对喷注单元和隔板进行了声学实验,获得了气喷嘴长度、节流直径以及隔板高度、间隙等结构参数对燃烧室声学特性的影... 针对大推力液氧煤油补燃发动机高频燃烧不稳定性问题,讨论了气液同轴式喷嘴、隔板和整流栅等主要控制方法及其控制机理。对喷注单元和隔板进行了声学实验,获得了气喷嘴长度、节流直径以及隔板高度、间隙等结构参数对燃烧室声学特性的影响规律。研究表明,合理设计气液喷嘴和隔板可有效控制高频燃烧不稳定性;对未来重型运载大推力补燃火箭发动机的高频燃烧不稳定性控制方法以隔板和气液喷嘴为主,应采取流强分区、整流栅等技术措施。 展开更多

关键词 液氧煤油火箭发动机 高频燃烧不稳定性 推力室 控制方法

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小推力推进系统起动过程的分析 被引量：5

11

作者 沈赤兵 陈启智 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第3期33-39,共7页

本文对小推力推进系统各部件建立了数学模型，并对此系统进行了数值计算。计算结果表明，在燃烧时滞较大时，该系统响应较慢，发动机参数的超调量较大，达到稳态所需的时间较长；轨控发动机与姿控发动机共用同一个供应系统时，姿控发动... 本文对小推力推进系统各部件建立了数学模型，并对此系统进行了数值计算。计算结果表明，在燃烧时滞较大时，该系统响应较慢，发动机参数的超调量较大，达到稳态所需的时间较长；轨控发动机与姿控发动机共用同一个供应系统时，姿控发动机受燃烧时滞的影响更大。减小燃烧时滞有利于提高发动机在起动过程的响应能力和稳定性。在起动阶段，高室压推进系统比低室压推进系统响应快，高室压轨控发动机的参数能较快地稳定下来，但其超调量较大；高室压姿控发动机虽然响应快，但其超调量大，达到稳态所需的时间长于低室压姿控发动机。本文所得结论为提高小推力推进系统在起动过程的响应能力提供了参考。 展开更多

关键词 小推力 液体火箭发动机 起动过程 响应特性

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可压缩静压支撑抗偏载动态特性分析与优化 被引量：5

12

作者 陆亮 陶陶 +1 位作者 訚耀保 朱康武 《同济大学学报（自然科学版）》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第3期401-407,共7页

火箭推力矢量控制系统采用静压支撑技术获得抗偏载、低摩擦等优异性能,但极高温度和大温差工作环境形成支撑结构局部介质的高含气量强可压缩流动,导致活塞杆振荡超调,过大偏心距导致油膜承载失效.在进行推力系统矢量分析基础上,获得静... 火箭推力矢量控制系统采用静压支撑技术获得抗偏载、低摩擦等优异性能,但极高温度和大温差工作环境形成支撑结构局部介质的高含气量强可压缩流动,导致活塞杆振荡超调,过大偏心距导致油膜承载失效.在进行推力系统矢量分析基础上,获得静压支撑作动的边界条件与介质参数,基于油缸动力学建模与局部线性化求解,获得了静压支撑动态特性的一般规律.研究表明,增加供油压力可提升支撑能力,但易导致响应超调;采用合理的油腔深度可在保持承载力基础上避免超调的发生;进一步将油腔结构改为锥形,可在保持支撑能力和避免超调前提下进一步减少泄漏损失. 展开更多

关键词 火箭推力矢量系统 静压支撑 强可压缩 动态特性 结构优化

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高原环境续航火箭喷管推力降低异常现象 被引量：2

13

作者 张涪 王鹏新 +2 位作者 阮文俊 王浩 朱晨光 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第7期1737-1744,共8页

为了研究某种续航火箭喷管推力的异常现象,采用AUSM＋（advection upstream splitting method）格式、SST（shear stress transport）湍流模型和LU-SGS（lower-upper symmetric Gauss-Seidel）隐式算法,求解二维轴对称RANS（Reynolds av... 为了研究某种续航火箭喷管推力的异常现象,采用AUSM＋（advection upstream splitting method）格式、SST（shear stress transport）湍流模型和LU-SGS（lower-upper symmetric Gauss-Seidel）隐式算法,求解二维轴对称RANS（Reynolds averaged Navier-Stokes）方程,对入口压力相同、环境压力不同的该喷管进行了数值模拟,得到了在环境压力为50.67~101.32kPa下其推力特性的差异,并分析了异常现象产生的原因.结果表明：随着环境压力的降低,外喷管出口边界的静推力为负值且绝对值呈现先增加后减小的变化规律.在环境压力为60.80~101.32kPa区间范围时,外喷管出口边界的动推力和总推力变化相对较小,当环境压力小于60.80kPa时,该出口边界的动推力和总推力急剧降低. 展开更多

关键词 高原环境 续航火箭 潜入式喷管 推力降低 异常现象

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小推力高室压NTO/MMH火箭发动机实验系统管路流阻特性实验 被引量：3

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作者 刘洌 卫强 +2 位作者 方忠坚 梁国柱 张学军 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第3期746-755,共10页

为研究小推力高室压NTO/MMH（四氧化二氮/甲基肼）火箭发动机实验系统管路流阻特性,对管路流阻理论、冷流实验及点火实验进行对比分析研究.通过管路介质流动能量损失计算,建立NTO/MMH管路流阻特性理论模型.开展无水乙醇冷流实验及NTO/MM... 为研究小推力高室压NTO/MMH（四氧化二氮/甲基肼）火箭发动机实验系统管路流阻特性,对管路流阻理论、冷流实验及点火实验进行对比分析研究.通过管路介质流动能量损失计算,建立NTO/MMH管路流阻特性理论模型.开展无水乙醇冷流实验及NTO/MMH小推力高室压火箭发动机点火实验,以最小二乘法确定流阻特性实验拟合公式.与冷流实验结果相比,无水乙醇流量分别为0.10~0.40kg/s,0.09~0.36kg/s时,NTO/MMH管路理论流阻平均误差分别为5.42%,3.67%;与点火实验结果相比,真实推进剂流量分别为0.39~0.47kg/s,0.26~0.31kg/s时,NTO/MMH管路理论流阻平均误差分别为2.44%,2.47%,基于冷流实验预测的流阻平均误差分别为5.74%,3.46%,NTO流量为0.47~0.51kg/s（不含0.47kg/s）时,管路理论与冷流实验预测的流阻平均误差分别为16.56%,9.73%.实验与分析结果可应用于小推力高室压NTO/MMH发动机点火实验,并为实验系统设计提供必要支持. 展开更多

关键词 小推力液体火箭发动机 高压实验系统 流阻特性 冷流实验 点火实验

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箭橇一体化设计方法研究 被引量：5

15

作者 党峰 范坤 +1 位作者 谢波涛 夏洪利 《测试技术学报》 2014年第1期80-84,共5页

本文采用一种新型设计思路进行火箭橇设计,将助推用火箭发动机壳体设计为火箭橇主梁结构,并利用简单整流结构将火箭发动机壳体与火箭橇试验滑靴联结组成火箭橇试验橇体,大幅度降低了火箭橇体质量,减小了火箭橇滑行过程中的空气阻力,有... 本文采用一种新型设计思路进行火箭橇设计,将助推用火箭发动机壳体设计为火箭橇主梁结构,并利用简单整流结构将火箭发动机壳体与火箭橇试验滑靴联结组成火箭橇试验橇体,大幅度降低了火箭橇体质量,减小了火箭橇滑行过程中的空气阻力,有效地提高了火箭橇推重比.此方法研究的火箭橇可以作为高Ma数火箭橇试验平台进行重复使用. 展开更多

关键词 箭橇一体化 高Ma数 推重比 减重 重复使用

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一种新的远程超低巡航飞行方式

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作者 樊菁 《科学通报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第7期506-509,共4页

提出一种新的巡航飞行方式,在地球表面的垂直方向上,利用离心力,辅之火箭推力,平衡重力,以保持飞行高度;在地球表面的平行方向上,依靠助推段获得的速度,惯性前进.这种飞行方式适合于高空稀薄气体环境,可将高超声速巡航飞行高度从传统的3... 提出一种新的巡航飞行方式,在地球表面的垂直方向上,利用离心力,辅之火箭推力,平衡重力,以保持飞行高度;在地球表面的平行方向上,依靠助推段获得的速度,惯性前进.这种飞行方式适合于高空稀薄气体环境,可将高超声速巡航飞行高度从传统的30km附近拓展到100km附近. 展开更多

关键词 高空 稀薄大气 巡航飞行 离心力 火箭推力

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