推力室

摘要： 针对80 kN富氧补燃循环发动机燃气系统工作特性,对燃气发生器与推力室直连试验装置开展了深度变工况热试研究,提出了一种挤压式供应的燃气发生器与推力室直连热试方法,对双燃烧组件燃气系统进行了基于绝热模型和声学模型的稳定性建模仿真分析,获得了双燃烧组件在80%~20%变工况工作特性、点火特性、燃气路低频衰减特性。结果表明:采用高压降喷嘴的推力室喷注器可以实现80%~20%大范围变工况稳定工作,且点火冲击小,参数平稳,同时验证了声学模型更适于燃气系统低频特性仿真。

摘要： 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。

摘要： 以液体火箭发动机推力室身部成型制备为背景,对推力室身部外壁电铸镍快速成型技术进行了深入研究。通过改变电铸镍直流电铸的温度、电流密度及电流分布等方法,提高电铸镍层沉积速度。采用拉伸试验机系统研究了不同条件下获得电铸镍的力学性能。运用金相、扫描电镜及内应力测试仪等手段对电铸镍层厚度、微观结构、试样断口以及电铸镍层内应力等进行了系统分析。研究结果表明,适宜工艺条件下可获得满足技术指标需求的快速电铸镍层,电铸周期缩短30%以上。采用快速电铸方法制备的推力室身部缩比件通过多次液压、气密及短程热试车考核。

摘要： 为提高25 t级氢氧膨胀循环发动机推力室氧喷嘴出口流量均匀性,采用CFD方法对氧腔内流场进行了三维稳态数值仿真研究,分析了造成出口流量分布不均的原因,并据此设计了4种改进结构的氧腔,对每种结构进行了细节优化。通过数值仿真得到了不同方案氧腔内的流场分布以及喷嘴出口流量分布,对比分析了均流板和液氧入口结构对出口流量均匀性的影响。研究结果表明:通过采用扩张型入口结构降低氧腔入口流速,可以显著提高出口流量均匀性,喷嘴出口流量相对分布范围由11.97%降低至4.54%;通过增加均流板孔数并调整孔径大小可提高出口流量均匀性,喷嘴出口流量相对分布范围由11.97%降低至6.56%;凸顶式或凹腔式均流板的均流效果与平板式均流板相比均较差。

摘要： 针对某膨胀循环氢氧火箭发动机推力室的集合器内周向流量分配不均匀问题,设计了一种集合器入口导流结构。采用FLUENT模型仿真得到的边区喷嘴流量分布均匀性结果为判据,对导流结构的具体几何参数进行优化,获得了导流片的最优结构参数。结果表明:优化后的导流结构可将外圈喷嘴流量分布均匀性偏差由-4.49%-1.05%收窄至-0.91%~1.12%;采用该导流结构可显著改善外圈氢喷嘴的流量分配均匀性,有助于解决由于流量分配不均导致的局部喷嘴烧蚀问题。

摘要： 为了避免高压补燃循环氢氧发动机推力室中喷注耦合不稳定问题的发生,采用试验技术手段分析了多排径向通道直流喷嘴的声学特性,研究了径向通道孔径、径向通道数量、径向通道长度、喷嘴长度对喷嘴声学特性的影响规律.研究结果表明径向通道长径比和折合喷嘴长度是影响喷嘴声学频率的关键因素,并建立了无量纲喷嘴结构参数与声学频率间的经验关系式,为多排径向通道直流喷嘴的声学频率预估提供依据.

摘要： 针对某型号氢氧发动机推力室氢喷嘴尺寸特性对喷嘴出口流量的影响进行了研究,采用三维数值模拟的方法,研究了模拟氧喷嘴直径、氢喷嘴内孔直径、径向孔直径、下排径向孔距出口距离和两排径向孔间距5个因子对喷嘴出口流量的影响.研究结果表明:当氢喷嘴径向孔入口压力为1MPa时,模拟氧喷嘴直径增大喷嘴出口流量逐步减小,氢喷嘴内孔直径增大喷嘴出口流量增大,径向孔直径增大喷嘴出口流量增大,下排径向孔距出口距离增大喷嘴出口流量减小,两排径向孔间距增大喷嘴出口流量减小.其次,采用响应曲面设计方法,通过数值模拟结合试验建立了模拟氧喷嘴直径、氢喷嘴内孔直径和径向孔直径三因子与出口流量的多元回归仿真数学模型.再次,将流量试验与仿真数学模型计算结果进行相关性分析,两者呈正相关关系.最后,对仿真数学模型进行修正获取氢喷嘴尺寸与流量数学模型.

摘要： 推力室是220 t级高压补燃循环大推力氢氧发动机的核心部件,其技术提升幅度大,涉及关键技术多,攻关难度大.通过开展多方案对比分析、全面的数值仿真优化、缩尺热试验验证确定了大推力补燃循环氢氧发动机推力室的主要设计方案:喷注器采用四底三腔方案氧腔居中,燃烧效率高达99.7％;身部采用边区低混合比+气膜冷却+再生冷却的组合热防护方式,设计喉部最高气壁温为732 K;喷管上段采用铣槽内壁与外壁扩散钎焊的再生冷却方案;喷管下段采用高超音速气膜/辐射冷却方案.通过关键技术攻关初步突破了高效补燃喷注器、大流量推力室稳定燃烧、大热流身部热防护、高效率喷管造型、大尺寸高效再生冷却喷管、大尺寸单壁气膜/辐射冷却喷管等六项关键子技术,主要的技术指标能够满足设计的要求,为后续工程研制奠定了坚实的技术基础.

摘要： 以某型号液体火箭发动机推力室缩比试验件为研究对象,使用FLUENT软件进行了燃烧和传热的耦合仿真研究.仿真结果可用于反映流场内部的细节,分析发现,喷嘴的排列方式对推力室流场和温度场有影响,导致推力室壁面周向温度分布不均,在喷嘴出口处有高温回流,会影响内部燃烧状态;冷却剂在不同通道中流动时温度有差异,而速度与压力的差异较小,在变肋宽处速度和压力变化较大,而温度变化较小.

摘要： 本文针对RD-108液体火箭发动机对推力室的需求开展研究,分别给出了多种燃烧室型面设计方案、喷管型面设计方案、喷嘴设计方案和推力室身部设计方案,并以液氧和煤油为推进剂,通过C++编程验证了各方案的合理性,为我国类似发动机推力室一体化设计提供了一种有价值的快速参考依据.

摘要： 甲烷作为一种高效、清洁的燃料,在三组元火箭发动机中有着广泛的应用前景.本文针对液氧/液氢/甲烷三组元发动机,对其推力室构型方案、推进剂组合方案等方面进行了分析与研究,为进一步研制新型三组元液体火箭发动机打下了基础.

摘要： 应用一维均相平衡态流体动力学模型对火箭发动机再生冷却推力室通道的流动和传热的稳态过程进行了模拟,考虑了液相、气-液两相和气相三种流态,建立了各流态下的质量、动量和能量的耦合方程,通过四阶Runge-Kutta法求解方程组.冷却工质为N2O,其密度、比焓、比热容随温度和压强而变化,采用Span-Wagner多参数状态方程来描述;导热系数和动力粘度随温度而变化,采用拟合公式来描述.燃气侧传热采用Bartz公式;冷却剂侧传热根据流态不同而采用描述Dittus-Boelter公式或Shah关系式.研究了冷却剂的含气率、温度、流速、压强和热流密度沿通道长度的分布情况.

摘要： 液体火箭发动机为是航天推进系统中的重要组件,凭借其性能、适应性、可靠性和经济性等方面的优点而成为运载火箭的主要动力装置.在火箭发射过程中,推力室承受巨大的压力载荷,同时室壁内外会形成巨大的温度梯度,甚至会导致推力室不能正常工作.本文运用有限体积法对推力室燃气进行数值研究,得到燃气近壁面温度场、压力分布.

摘要： 为增强空间轨控发动机的冷却效果以更可靠地完成轨道机动和姿态控制任务,本文在对液膜冷却、发汗冷却、再生冷却三种冷却方式进行比较后,提出了轨控发动机复合冷却方案.通过对三种方案进行仿真分析,得出了不同冷却剂流量、射流角度及发汗冷却旋流角度对冷却效果的影响.仿真结果表明在冷却剂流量有限的情况下,复合冷却方案可以对推力室壁面温度起到良好的控制作用.本文提出的复合冷却方案可为空间轨控发动机研发提供参考.

摘要： 本文论述了铌合金旋压技术在航天飞行器轨姿控发动机上的应用现状.轨姿控发动机已经发展了三代产品,发动机燃烧室段根据性能需求采用不同材料，而推力室延伸段均采用铌合金。通过铌合金板坯旋压可获得变壁厚薄壁曲母线型轨姿控发动机推力室延伸段。旋压工艺适应性良好，可满足发动机对延伸段的性能要求。本文所述铌合金材料的极限变薄率约为70%，需多道旋压实现延伸段成形，每道次旋压间需去应力退火，热处理温度可选范围为1200—1250°C，可以完全消除由于塑性变形而产生的应力。

摘要： 针对可重复使用液体火箭发动机起动过程,研究了起动过程中系统控制输入序列的变化对以推力室冷却夹套隔片为代表的关键部件累积损伤影响.在系统性能变化不大前提下,为使瞬间动态过程中推力室冷却夹套隔片损伤累积较小,从而提高可重复使用发动机工作寿命和使用次数,将系统性能函数和推力室冷却夹套隔片累积损伤量设为目标函数,应用遗传算法对系统控制输入序列进行优化设计.仿真结果表明:在系统性能函数值相同情况下,控制输入序列引起的推力室冷却夹套隔片累积损伤大不相同;选择优化后的控制输入序列能够实现发动机高性能条件下,降低推力室冷却夹套隔片累积损伤的目的.

摘要： 随着航天任务需求的增加,火箭基组合循环(RBCC)发动机由于其独特的优势成为理想的推进系统.引射火箭作为火箭基组合循环发动机的核心组成部分,对其性能高低发挥着重要的作用.详细综述了RBCC引射火箭当前研究现状和进展,主要涉及引射火箭在各模态中发挥作用、引射火箭参数对RBCC发动机性能影响以及引射火箭推力室三个方面.具体分析了引射火箭研究过程中的主要关键技术以及国内外的一些经验教训,指出了当前研究工作中存在的一些问题,认为变推力、变混合比引射火箭的研制成为RBCC发动机当前发展的重要趋势.

摘要： 为研究MMH/NTO自燃推进剂在姿控发动机中的燃烧过程和在不同液滴粒径条件下的区别,对R-4D姿控发动机燃烧室内推进剂的喷雾、蒸发和燃烧过程进行数值模拟,采用直流式同轴喷雾形式得到燃烧室温度、速度、液滴粒径及气相组分等的数值模拟结果.结果表明,在不同粒径下,粒径越小蒸发越快,从而导致燃烧区域和燃烧效果不同,对静温分布及燃烧产物的分布产生影响.直流式喷雾形式下,推进剂在中轴线附近混合充分,反应主要集中在中轴线附近,壁面温度较低.

摘要： 本发明提供一种可重复拆装推力室及该推力室推力向量精度的调节方法，本发明的推力室包括对接支座、喷注器和身部；身部包括一体成型的燃烧室和喷管，对接支座、喷注器和燃烧室依次相连，喷注器上设有第一连接法兰，对接支座上设有第二连接法兰，喷注器与对接支座之间的连接通过第一连接法兰与第一连接法兰螺纹连接实现，第一连接法兰上设有第一槽，第二连接法兰上设有第二槽，第一槽与第二槽位置相对，第一连接法兰与第一连接法兰连接后，第一槽与第二槽形成一个腔室，腔室内设有与腔室匹配的定位块。由于本发明推力室对接支座与喷注器做成可拆卸结构，中间增设定位块进行周向与径向定位，即可实现产品重复拆装时推力向量精度基本保持不变。

摘要： 本发明提供一种航天器推力室身部组件的焊接加工方法及航天器推力室，提供外壁和内壁，其中所述内壁的外侧设有凸肋，所述凸肋的另一侧用于与所述外壁内表面紧贴连接，在所述外壁和所述内壁连接后，所述凸肋在所述外壁和所述内壁之间限定多条供冷却剂流通的通道；至少部分地抽出所述外壁与所述内壁之间的气体，进行第一次加压处理；经过第一次加压处理后，使至少部分气体进入所述外壁与所述内壁之间，之后进行第二次加压处理；所述第二次加压处理的最大压力大于所述第一次加压处理的最大压力；获得由所述外壁和所述内壁构成的推力室身部结构。具有工艺简单，制造周期短，节约成本。

摘要： 本发明提供一种推力室端部的封焊方法及火箭发动机推力室。封焊方法包括：提供不锈钢外壁、铜合金内壁与端盖，对不锈钢外壁、铜合金内壁与所述端盖，进行预连接处理,将不锈钢外壁设置位于铜合金内壁的外侧，使不锈钢外壁和铜合金内壁两端的端面齐平；预连接处理之后，包含：在不锈钢外壁外侧开设第一斜对接坡口，在端盖的外侧设有第一切口；在铜合金内壁内侧开设第二斜对接坡口，在端盖内侧设有第二切口；在贴紧的不锈钢外壁和铜合金内壁的端面上开槽；将端盖放置在端面上，将端盖与不锈钢外壁和铜合金内壁焊接连接；分别沿第一斜对接坡口与第一切口及第二斜对接坡口和第二切口进行焊接，完成不锈钢外壁、铜合金内壁与端盖的焊接。具有工艺简单，设计合理，密封严紧。

摘要： 本发明提供一种推力室身部组件焊接加工工艺及航天器推力室，通过3D打印制备燃烧室毛坯；在所述燃烧室毛坯的喉部位置套设固定套，使得固定套位于与喉部表面，采用激光焊接将两者固定在一起，得到燃烧室；将所述燃烧室与二次加压处理获得的扩张段焊接连接在一起，获得推力室身部组件。同现有技术相比，具有工艺简单，制造周期短，节约成本，可以大批量生产，提高产能等优点。

摘要： 本发明提供一种可重复拆装推力室及该推力室推力向量精度的调节方法，本发明的推力室包括对接支座、喷注器和身部；身部包括一体成型的燃烧室和喷管，对接支座、喷注器和燃烧室依次相连，喷注器上设有第一连接法兰，对接支座上设有第二连接法兰，喷注器与对接支座之间的连接通过第一连接法兰与第一连接法兰螺纹连接实现，第一连接法兰上设有第一槽，第二连接法兰上设有第二槽，第一槽与第二槽位置相对，第一连接法兰与第一连接法兰连接后，第一槽与第二槽形成一个腔室，腔室内设有与腔室匹配的定位块。由于本发明推力室对接支座与喷注器做成可拆卸结构，中间增设定位块进行周向与径向定位，即可实现产品重复拆装时推力向量精度基本保持不变。

摘要： 本发明公开了一种多次起动推力室头部结构及推力室，多次起动推力室头部结构中，在承力锥保持锥形向上收缩构型前提下，通过对二孔座的紧凑化设计，采用非接触电子束焊或激光焊代替对二孔座的传统氩弧焊或法兰连接，使得液氧顶盖、承力锥和加强肋能够实现一体化设计，本发明在一体式顶盖内部设置了一体式加强结构单元，利用多个加强肋对一体式顶盖的各部分形成了有效加强，同时满足减重的需求。与传统分体式焊接结构相比，本发明有效减少了焊缝数量和焊接热输入，减少了焊接检测后的焊接工序，同时减小了对喷注器变形的影响，本发明适用于氢氧火箭发动机，特别适用于，有2次以上起动要求的氢氧火箭发动机及其他液体火箭发动机。

摘要： 本发明提供一种航天器推力室身部组件的焊接加工方法及航天器推力室，提供外壁和内壁，其中所述内壁的外侧设有凸肋，所述凸肋的另一侧用于与所述外壁内表面紧贴连接，在所述外壁和所述内壁连接后，所述凸肋在所述外壁和所述内壁之间限定多条供冷却剂流通的通道；至少部分地抽出所述外壁与所述内壁之间的气体，进行第一次加压处理；经过第一次加压处理后，使至少部分气体进入所述外壁与所述内壁之间，之后进行第二次加压处理；所述第二次加压处理的最大压力大于所述第一次加压处理的最大压力；获得由所述外壁和所述内壁构成的推力室身部结构。具有工艺简单，制造周期短，节约成本。

摘要： 本发明提供一种推力室身部组件焊接加工工艺及航天器推力室，通过3D打印制备燃烧室毛坯；在所述燃烧室毛坯的喉部位置套设固定套，使得固定套位于与喉部表面，采用激光焊接将两者固定在一起，得到燃烧室；将所述燃烧室与二次加压处理获得的扩张段焊接连接在一起，获得推力室身部组件。同现有技术相比，具有工艺简单，制造周期短，节约成本，可以大批量生产，提高产能等优点。

摘要： 本发明提供一种推力室端部的封焊方法及火箭发动机推力室。封焊方法包括：提供不锈钢外壁、铜合金内壁与端盖，对不锈钢外壁、铜合金内壁与所述端盖，进行预连接处理,将不锈钢外壁设置位于铜合金内壁的外侧，使不锈钢外壁和铜合金内壁两端的端面齐平；预连接处理之后，包含：在不锈钢外壁外侧开设第一斜对接坡口，在端盖的外侧设有第一切口；在铜合金内壁内侧开设第二斜对接坡口，在端盖内侧设有第二切口；在贴紧的不锈钢外壁和铜合金内壁的端面上开槽；将端盖放置在端面上，将端盖与不锈钢外壁和铜合金内壁焊接连接；分别沿第一斜对接坡口和与第一切口及第二斜对接坡口和第二切口进行焊接，完成不锈钢外壁、铜合金内壁与端盖的焊接。具有工艺简单，设计合理，密封严紧。

摘要： 本实用新型提供一种推力室身部组件结构及航天器推力室，至少包含经过二次加压处理的燃烧室和扩张段，所述燃烧室一端与所述扩张段一端连接，其中，所述燃烧室包含第一外壁和第一内壁，所述第一内壁的外侧设有第一凸肋，所述第一凸肋的另一侧用于与所述第一外壁内表面紧贴连接，所述第一凸肋在所述第一外壁和所述第一内壁之间限定多条供冷却剂流通的第一通道；部分所述第一内壁位于所述第一外壁的内侧，在所述燃烧室靠近所述扩张段端，裸露在外的所述第一内壁的周向表面通过所述第一凸肋与外壁环连接，所述外壁环一端与所述第一外壁连接，另一端通过连接管件与所述扩张段的外表面连接。同现有技术相比，具有工艺简单，制造周期短，节约成本等优点。