Magnetoplasma rocket engine has a broad application prospect in the deep space exploration, manned space flight and other space missions. The ion energy is converted into the directed velocity in the magnetic nozzle of the engine. The investigation into the detachment process of the plasma with the magnetic field is of great significance for improving the engine propulsion efficiency. However, there are roughly five kinds of physical mechanisms which can all contribute to the detachment process and make the detachment in the magnetic nozzle quite complicated. Furthermore, the ion temperature is much higher than the electron temperature in the magnetic nozzle of the magnetoplasma rocket engine due to the heating effect of the ion cyclotron resonance stage. As a result, previous numerical model which were based on the assumption of cold ions are unapplicable for the simulation of the engine. In this work, a fluid simulation model is developed which is used for simulating the magnetic nozzle in the magnetoplasma rocket engine. The model includes the electron and the ion of single charge. For the characteristics of the magnetoplasma rocket engine, the ion energy equation is added into the governing equations. In order to analyze the effect of the inertial detachment, the static electric field due to the charge separation is also included. The simulations are performed under the conditions of different inlet ion temperatures and background magnetic fields. The results show that the ion axial velocity gradually increases in the magnetic nozzle and the ion stream lines detach from the magnetic field lines gradually. The loss of adiabaticity is the dominant mechanism in the detachment process. The ion axial velocity increases with the inlet ion temperature rising, and the ion streamlines detach earlier from the magnetic field lines. The resistive diffusion is unaffected by the inlet ion temperature while the detachment interfaces of other three mechanisms all move toward the upstream. With the increase of the background magnetic field, ion axial velocity decreases and the angle included between the streamline and the axis becomes smaller. The loss of adiabaticity is still the dominant physical mechanism when the magnetic field is changed.
为发展RBCC动力系统,同时进一步探索推进性能对入轨有效载荷的影响规律,对以DRB-CC为动力的两级入轨飞行器运载特性进行了研究.在给定飞行器构型和飞行剖面基础上,开展了该飞行器180 km近地轨道两级入轨设计.结果表明:以DRBCC飞行器作为第一级,配合独立火箭动力的第二级,150 t级飞行器180 km近地轨道的有效载荷为4.773 t;DRBCC的推力和比冲与飞行器飞行状态密切相关,DRBCC在2.5 Ma以下时一直工作在混合模态,而在2.5 Ma以上直接转入亚燃冲压模态;在亚燃和超燃冲压模态,DRBCC的比冲随马赫数变化较为平缓,而推力出现了波动,且在亚燃冲压模态波动较大;两级入轨过程中,DRBCC混合模态主要使飞行器完成爬高,亚燃冲压模态同时用来完成爬高和增速,超燃冲压模态主要用来增速.
在火箭发动机涡轮泵高速轴承试验中,轴承的可靠性对保证试验的成功至关重要.针对涡轮泵轴承故障特征难以从原始信号中提取的问题,基于EMD-Hilbert包络解调分析方法,对涡轮泵高速轴承故障特征进行识别.采用EMD方法对原始信号进行自适应分解,获得若干个IMF分量;基于相关性指标最大原则筛选IMF分量进行信号重构;对重构信号进行Hilbert包络解调分析,提取出故障轴承的特征.以某型号涡轮泵低温高速轴承试验的真实故障数据验证本方法的有效性,数据记录了试验装置在阶梯式升速全过程中保持架故障的振动加速度信号.分析结果表明,基于EMD-Hilbert包络解调分析方法能够提高信噪比,最大程度保留保持架故障信息的周期性冲击成分,并能有效提取保持架故障频率、故障倍频及各种调制频率成分,实现对涡轮泵高速轴承故障的有效识别.为深度解析轴承保持架故障情况,结合系统11种运行状态,提出了一种轴承渐进劣化全过程的解析方法,确定出轴承故障早期人为干预的具体时刻.
为了研究RBCC发动机火箭模态及火箭冲压模态的工作特性,基于发动机地面自由射流试验结果,利用一维气动理论构建了发动机火箭及火箭冲压模态的性能分析模型,对发动机6 Ma来流条件的试验数据进行了处理,获得了发动机轴向的沿程气流参数,分析了发动机的热力循环、工作效率、有效能分布以及部件和排气中的有效能分配比例.结果表明:一维计算得到的推力与试验结果误差在5％以内;火箭冲压模态下火箭燃气的引入可以有效提升发动机的热循环效率(约提升20％),火箭燃气的引入对有效能产生率和有效能的分配比例影响不大,火箭冲压和冲压模态的有效能产生率分别为0.45和0.48;火箭模态推力增益产生的主要原因是火箭燃气的能量添加至冲压流道中,形成了有效的热力循环,产生了机械能增量,最终表现出推力增益,约为29％.
硝酸羟胺(HAN)发动机如果采用传统肼类均匀分配喷注器,那么在靠近喷注器一段距离的催化床内,中心温度低于边缘温度,中心位置反应物转化率低于边缘位置,并且中心位置反应物质量分数高于边缘位置,该不均匀性将影响发动机工作寿命.针对HAN发动机喷注器采用传统设计方案容易使得催化床中心过载的问题,提出了一种"外密内疏"流量分配喷注器设计方法,并给出了该方法的设计理论.开展了基于传统喷注器结构和新型"外密内疏"喷注器结构的60 N HAN发动机热试车试验,对比结果表明,传统均匀分配喷注器的60 N HAN发动机工作680 s后发动机失效,而采用新型特种流量分配方案喷注器的发动机可较稳定地完成1 200 s长稳态工作.提出的新型喷注器设计方法为长寿命HAN发动机工程应用提供了参考.
为研究喷注压降对空气加热器喷雾燃烧流场的影响规律,采用DPM离散相模型,结合考虑湍流燃烧效应的涡耗散模型对酒精/液氧/空气三组元加热器进行仿真计算,并与理论计算及试验结果进行对比,验证模型的准确性.仿真结果表明:在保持三组元流量恒定的条件下,提高空气喷注压降能够缩短酒精喷雾的雾化距离与火焰长度,当空气喷注压降提高后,能使喷雾距离缩短50％,火焰长度缩短40％,燃烧室内温度分布更加均匀,有利于提供满足试验需求的均匀热气流;同时,降低酒精喷注压降能够减小酒精喷雾的穿透距离,使火焰更加集中于燃烧室轴线处;当空气喷注压降超出工作范围时,火焰无法附着在喷嘴出口,容易造成加热器熄火;过高的酒精喷注压降会使燃烧火焰周期性摆动,不利于燃烧室热防护.
使用无旋特征线法和拟抛物线公式对某地面启动喷管进行了设计,考虑了 4种常用的钟型喷管型面,即最大推力喷管、最优抛物线喷管、截短理想喷管、压缩截短理想喷管.通过使用 自编高效欧拉方程耦合附面层修正喷管流场求解器求解流场,得到喷管在绝热条件下的真空比冲、出口壁面压力等关键信息,然后使用FLUENT软件计算喷管的流动分离状态,进而比较了这4类常用的钟型喷管的性能和低空使用边界.结果表明,4类喷管在该设计条件下性能差距很小,但是抛物线喷管和压缩截短理想喷管均可通过调整型面来提高喷管出口壁面压力从而扩大喷管的可用面积比进而提高比冲.
针对高马赫数飞行条件下(Ma=8,其中燃烧室内流马赫数为3.88)超燃冲压发动机燃烧组织方案的优化问题,采用三维可压缩雷诺平均(RANS)数值模拟方法对采用不同燃料喷射角度和凹腔后倾角的燃烧方案进行了数值模拟研究.结果表明:高马赫数下燃烧主要集中在凹腔和燃烧室近壁区,随着燃料喷射角度的增大,燃烧反应更加剧烈;增大燃料喷射角度和减小凹腔后倾角能提高混合效率,从而提高燃烧效率,燃烧也更充分,但是燃烧引起的总压损失也会相应地提高;高马赫数条件下发动机内流阻力很大,大约是发动机净推力的7～8倍,而增大喷射角度和减小凹腔后倾角有利于提高发动机的推力性能,其中采用135.的逆向燃料喷入方案获得的正推力最大,此时燃烧位置相对靠前,有利于燃烧室设计尺寸的小型化.
为了解决发动机在恶劣工作环境下点火困难和易熄灭的问题,采用数字电路控制放电频率、固态开关控制放电输出,研制了 一种数字变频固态点火装置,该点火装置能够在10～30 V直流宽电压范围内稳定输出,放电频率启动时为6 Hz、启动后自动变换为1 Hz,具有放电火花持续时间长和长时持续工作等优点.所研制的点火装置是国内首台已成功装机应用的具备变频连续点火能力的数字点火装置,自应用以来,故障率明显低于现有点火装置,能够满足地面启动、空中启动和高原等复杂气候环境下的高可靠点火工作.
自动器是液体火箭发动机中用于调控工作过程的关键组件,其稳定性直接关系到系统的可靠性.为研究自动器管路系统的参数对系统动态特性的影响,根据液体火箭发动机系统中流量调节器、单向阀两种典型自动器的工作原理,基于国产自主化系统仿真软件平台MWorks,采用Modelica语言搭建流量调节器-管路系统和单向-管路系统模型,并分别开展了频域特性和时域特性仿真求解.考虑到MWorks以时间为仿真变量,为实现频域特性求解,将拉氏算子设置为全局变量,并通过拉氏算子与频率的关系以及频率随仿真时间变化的函数,得到频域参数随频率的变化曲线.结果表明:在MWorks中可通过以拉氏算子为变量的陈述式方程或传递矩阵形式的频域数学模型来构建液体火箭发动机组件频域模型,并可通过组件连接的方式完成系统动态特性仿真,且仿真结果满足精度需求.
为提高预压泵的水力性能,通过响应面法对高速预压泵的诱导轮进行了多参数水力优化.选取叶片倾角、入口安放角、出口安放角、分流叶片轴向位置、入口轮毂直径和出口轮毂直径这6个结构参数作为影响因素,基于中心复合有界设计原理设计了 78组诱导轮方案,并通过数值仿真获得78组诱导轮的扬程和效率.对计算结果进行极差分析,获得各影响因素对诱导轮扬程和效率的影响.结果表明:出口安放角和出口轮毂直径对诱导轮的扬程影响较大,分流叶片轴向位置和入口轮毂直径对扬程的影响较小;入口安放角对效率的影响最大,出口轮毂直径对效率的影响最小.通过线性回归分别得到扬程系数和效率的响应面模型,以效率大于60％作为约束条件,利用罚函数法对扬程进行寻优,使诱导轮扬程提升15.4％.
为探究口环间隙对离心泵性能的影响,以双级低比转速高速离心泵为研究对象,测量了原型及减小口环间隙改进型的水力性能,对比了两种方案的测试结果,结合试验数据和计算分析了口环间隙对离心泵泄漏损耗及摩擦损耗的影响.结果表明:减小口环间隙能有效提高离心泵的扬程及效率,改进方案的泵效率提升约5％;在设计转速测量工况范围内,随着流量的增大,原型方案的扬程系数逐渐下降,小口环间隙方案的扬程系数变化较小,扬程系数下降使得计算的泄漏损耗占比变化更加显著;尽管减小口环间隙会增加摩擦损耗,但考虑泄漏损耗的影响时,确保运行安全的情况下减小口环间隙是提高泵性能的有效途径.
液体火箭发动机高速涡轮泵系统包含多道浮环密封、轴端机械密封、滚动轴承等微小间隙约束的摩擦学基础部件,间隙内流体与多部件的相互耦合作用效应会导致转子系统动力行为的演变,其机理研究成为整机朝着更高性能与极端化方向(高速、高压、低温/高温等)发展的理论指导基础.首先,构建了考虑流体膜厚方程、动态雷诺方程、介质属性方程以及支撑单元力平衡方程的机械密封热弹流模型和浮环密封动态性能分析模型;其次,耦合各摩擦学单元动态性能模型,发展了包含机械密封、浮环密封、滚动轴承、涡轮泵转子等多功能部件耦合的整机转子系统的动力特性分析模型;最后,采用数值方法实现了对上述多个模型的求解,获得了典型工况条件下的涡轮泵系统动力学行为演变规律.结果表明组合密封导致系统对临界特性影响较小,能导致瞬态响应增加和失稳转速降低.
利用发动机燃烧室稳定燃烧阶段的压力振荡信号,提取热声谐振模态频率及其幅值,并建立不同复杂程度热声振荡理论模型辨识获取各模态衰减系数,是当前试验评估燃烧室燃烧稳定性裕度的一种重要手段.建立了二阶随机振子热声振荡理论模型,采用基于最大峭度准则的变分模态分解算法提取压力振荡信号的热声谐振模态,开展了模态提取算法和时/频域辨识方法验证,并将其应用于某针栓式气氧/乙醇模型发动机燃烧稳定性裕度评估分析.结果表明:与传统的带通滤波算法相比,峭度最大变分模态算法有效提高了热声谐振模态的提取精度和使用便捷性.
针对射频离子推力器的壳体结构轻量化要求,研究了点阵材料拓扑优化设计思路和方法.首先,通过静力学仿真和动力学仿真对原结构进行了分析,获得了结构改进基础;其次,应用结构拓扑优化方法获得了结构的传力路径;再次,结合传力路径和壳体结构的安装使用要求,获得了最佳的点阵材料优化设计域;最后,通过点阵材料优化设计,获得了最佳的点阵拓扑优化结构方案.与原结构进行对比,优化方案质量减小31.5％;动力学方面,结构模态整体提升,较好避开了推力器工作时的振动频率范围;受载条件下结构最大应力降低达59％～67％,应力分布更加均匀,结构变形也相应减小,结构刚度有所提升.优化后结构的轻量化和性能改善验证了设计方法的有效性.
采用激光选区熔化成形技术(selective laser melting,SLM)制备了不同成形角度的TA7钛合金,分析了成形角度以及热处理对成形合金显微组织、织构及力学性能的影响.结果表明:由于SLM成形技术凝固较快的特点,导致成形TA7钛合金的显微组织受成形角度影响较为显著,为平行于成形方向的柱状β晶粒,晶内均为快速凝固形成的生成α'马氏体;成形合金存在＜0001＞织构,成形角度为30.时,＜0001＞织构的取向密度指数达到最高的15.05,Schmid因子为4.35;在显微组织与织构差异的影响下,成形合金的性能具有显著的各向异性,随着成形角度的增加,合金的强度逐渐升高,塑性呈现降低的趋势;经过热处理后,合金的显微组织转变为等轴晶,织构显著弱化,合金的力学性能实现了各向同性.基于上述研究,采用激光选区熔化成形技术可成形具有复杂流道结构的TA7钛合金级间壳体构件.
针对等离子体发动机安装结构,研究了静力学和动力学条件约束下结构拓扑优化的设计思路和方法.首先,通过模态仿真分析原结构存在的缺点,寻找结构改进方向;然后,应用拓扑优化设计方法得到满足设计要求的最佳结构构型;最后,充分考虑结构装配工艺性要求,采用拓扑优化和尺寸优化相结合的方法得到实用的工程最优方案.对比原结构方案,优化方案质量减轻10.8％.在静承载方面,优化结构最大位移减少61.1％,支撑刚度大幅增强;最大应力减少1.4％,结构上的应力分布更加均匀,平均应力降低.在动承载方面,优化结构上下偏摆和左右偏摆的振动模态明显改善,结构1～6阶振动频率提升了 5％～39.8％;优化结构在随机振动载荷下的RMS应力值和损伤降低,疲劳寿命显著提升.优化后结构的性能提升验证了设计方法的正确性和有效性.
气液针栓式喷嘴在变推力液体火箭中有重要应用.采取实验与数值计算结合的方法系统研究了不同环境压力下的针栓式喷嘴的液膜破碎过程、喷雾锥角、回流区分布、压力和液滴粒径分布等雾化特性,揭示了环境压力影响液膜破碎的3个因素:气流冲击、环境气体密度和环境压力对液膜挤压作用.结果表明:喷雾锥角会随环境压力增加而增大,但该趋势会随压力的增加而逐渐放缓.喷雾整体形态呈现锥形,喷雾中心区域存在低压回流区,回流区的液滴数目较少,但液滴粒径比较均匀.液滴主要分布在气液作用面,下游的液滴粒径较大,外部的液滴粒径比内部的大.液体火箭在启动的瞬间,燃烧室压力变化剧烈,可能导致喷雾锥角发生大幅变化,引起推进剂空间分布不均匀,对燃烧性能产生影响,因此要避免或减小较差雾化效果的燃烧室设计压力区间.
针对某型电磁阀力学冲击后阀体断裂的问题,计算了阀体的结构强度,分析了故障原因和断裂机理.在不改变电磁阀外形尺寸和性能的前提下,提出了增加结构强度的改进措施,仿真计算结果表明改进后阀体断裂部位应力降低至原来的42％,电磁阀经过力学环境试验、整机试车及飞行试验考核,阀体断裂问题得到彻底解决.研究结果表明,当阀体结构存在应力集中时,在高量级冲击条件下极易出现开裂、断裂等问题,同时外壳与阀体的连接可靠性对阀体结构强度影响较大,电磁阀设计时应重点考虑.
实现超声速来流和燃料射流在燃烧室内的快速混合一直是提升超燃冲压发动机性能亟待解决的关键问题之一.为了有效提升燃烧室内空气来流和燃料射流的混合效果,通过数值模拟的方法,在超声速来流和支板喷注的前提下,在燃烧室上壁面添加了斜坡型激波发生器,并通过改变斜坡型激波发生器的结构参数,包括角度(15°、20°、25°、30°),尺寸(5、10、15、20 mm),位置(100、110、120、130 mm处)等,以探究不同结构参数对混合效果的影响.研究结果表明:斜坡型激波发生器的引入能够有效地增强混合效果,且不同的结构参数对混合效果的影响也存在差异,斜坡型激波发生器尺寸的大小对混合效果的影响大于角度,斜坡型激波发生器角度的大小对混合效果的影响大于位置;混合效率和总压恢复系数成负相关关系.
