【摘 要】
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氢氧液体火箭发动机氧换热器在研制过程中出现了压力脉动现象,影响了换热器的正常工作。以该型换热器为研究对象,将换热器分为燃气侧、汇总管、圆管等结构,进行了CFD仿真计算,与试验结果对比,修正了传热相关参数,建立了换热器理论计算模型用于参数计算;利用非线性方法分析试验数据,确定了该换热器为混沌系统;利用两相流分析与电路类比两种方法分别针对换热器进行了建模与计算,均捕捉到了相变下换热器内的压力脉动。结果表明:通过CFD仿真及试验修正后的参数用于计算换热器的稳态参数,具有较好的一致性;换热器出现压力脉动时,具有一
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氢氧液体火箭发动机氧换热器在研制过程中出现了压力脉动现象,影响了换热器的正常工作。以该型换热器为研究对象,将换热器分为燃气侧、汇总管、圆管等结构,进行了CFD仿真计算,与试验结果对比,修正了传热相关参数,建立了换热器理论计算模型用于参数计算;利用非线性方法分析试验数据,确定了该换热器为混沌系统;利用两相流分析与电路类比两种方法分别针对换热器进行了建模与计算,均捕捉到了相变下换热器内的压力脉动。结果表明:通过CFD仿真及试验修正后的参数用于计算换热器的稳态参数,具有较好的一致性;换热器出现压力脉动时,具有一
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针对TA15钛合金T形截面环锻件探伤时局部出现的底波衰减现象,进行了显微组织与超声波衰减关系的研究。利用光学显微镜对底波衰减强度不同区域进行了显微组织对比,利用电子背散射衍射(EBSD)技术表征不同超声底波强度区域α相的晶体取向分布及规律,并对晶体取向占比进行了统计,探讨了底波衰减的根本原因。结果表明,底波衰减部位对应的条状α相数量多,其方向与超声波传递方向平行,这些条状α相对应(0001)晶面,导致超声波的传播方向与晶体c轴垂直,材料散射作用较强,底波衰减明显。此外,底波衰减部位β转变组织中次生片状α相
流量调节器管路系统在小流量大压降工况下会出现低频自激振荡现象。为了深入认识自激振荡产生机理,结合某稳流型流量调节器及管路系统,基于流量调节器弹簧振子动力学模型开展数值仿真研究。数值仿真得出自激振荡频率为94Hz,与发动机试验结果一致。分析了流量调节器结构参数对系统稳定性的影响作用,三角形滑阀节流口能够抑制管路系统自激振荡。自激振荡产生机理是液动力随滑阀节流口型面振荡,并对管路系统形成正反馈作用,当流量调节器综合刚度系数<0时,管路系统就失稳产生振荡。某流量调节器的负载特性试验表明,随着流量调节器压降
采用放电等离子烧结炉在1200~1350℃下对Ti-48Al-2Nb-2Cr预合金粉末和多层氧化石墨烯组成的混合粉末进行烧结,研究了烧结温度对石墨烯增强的TiAl基复合材料组织演变及压缩性能的影响。结果表明,随着烧结温度的升高,复合材料组织由近γ等轴晶组织逐渐向全片层组织转变,在室温下复合材料组织对其抗压强度和断裂应变的影响较小,而在850℃/0.001 s-1压缩条件下,不同组织的复合材料抗压强度和断裂应变发生显著变化,其中1300℃下烧结获得的细小全片层组织具有最高的高温抗压强度和断裂应变。烧结温度对
采用放电等离子烧结技术(SPS),制备石墨烯纳米片(GNPs)、硼粉(B)增强TC4钛基复合材料(TiMCs)。利用扫描电镜、拉曼光谱对混合粉末以及烧结后材料的组织进行了研究。利用维氏硬度仪对复合材料进行硬度测试。结果表明:GNPs和B与基体原位反应生成TiC颗粒(TiCp)和TiB晶须(TiBw)构成的非连续网状结构能有效细化晶粒,使晶粒粒径从118.8μm减小到33.1μm。GNPs和B的加入可以显著提高材料的维氏硬度,GNPs/TC4和(GNPs+B)/TC4复合材料的维氏硬度分别为3.91和4.1
基于多物理场活化烧结微成形技术(Micro-FAST)对TC4钛合金球形粉末进行烧结,制备出内径2 mm、外径4 mm、厚度1.5 mm的非标微型圆螺母零件,并研究了保温时间对烧结试样的致密化程度和力学性能的影响。在烧结温度1000℃、升温速率30℃/s、外压力75 MPa的条件下,当保温时间为360 s时试样的相对密度和平均纳米硬度最高,分别达到98.3%和6.699 GPa。适当地延长保温时间可以大幅减少烧结试样表面残余孔洞的数量,降低孔隙率,使微观组织更加均匀,从而提高致密化程度和力学性能。
为确定多声学模态压力振荡条件下带有1/4波长管声腔推力室的声学振型及其阻尼特性,揭示1/4波长管声腔对推力室压力振荡的抑制作用机理,对有声腔推力室和无声腔推力室进行近圆周壁面的定容弹激励仿真,激发了多模态的声学振型,给出了推力室压力分布的时空演化,并采用半带宽法定量评价每个激发声学振型的阻尼特性。结果表明:1/4波长管声腔成功抑制了目标振型(一阶切向振型)压力振荡,大幅度减小其幅值,而不是大幅度增加其半带宽,但可能增强其它非目标振型的压力振荡。声腔通过削弱目标振型波峰波谷压力差、声腔入口漩涡和增加壁面面积
针对未来航天主发动机的应用需求,提出了一种燃料供应系统采用开式循环、氧化剂供应系统采用分级燃烧闭式循环的半开式富氧补燃混合循环发动机系统方案,综合分析了这种新型混合循环发动机所能达到的比冲性能,对比分析了新型混合循环发动机作为可重复使用航天运载器主发动机相比于开式循环和常规补燃循环、全流量补燃循环发动机的优缺点,针对推力为100t级的液氧煤油混合发动机的系统进行计算和分析。结果表明,新型混合循环发动机在主燃烧室压力26.5MPa下,海平面比冲可以达到303s,可以以较小的比冲性能损失为代价,实现涡轮泵介质
长征五号是我国新一代大型运载火箭(代号CZ-5),芯级捆绑四个助推器,每个助推器配置两台并联的液氧煤油高压补燃发动机.本文对国内外运载火箭的故障模式进行分析,结合CZ-5火箭
系统性地回顾了长征五号运载火箭芯一级50t级氢氧火箭发动机YF-77的设计与研制历程。通过分析氢氧发动机的特点以及国内外氢氧发动机的发展现状,阐述了国内新一代运载火箭研发的技术路线和50t级氢氧火箭发动机的研制背景;对50t级氢氧火箭发动机的总体技术方案及其特点进行了分析与总结,并在此基础上对发动机主要组件的技术方案及其特点开展分析;对发动机热试车情况、可靠性验证情况和故障排除情况进行了分析;对50t级氢氧火箭发动机的研制情况、技术特点进行了总结,并对国内氢氧发动机和液氧/甲烷发动机的发展进行了展望。
为研究针栓式喷注器结构对液氧/甲烷发动机推力室燃烧性能的影响,采用非绝热稳态扩散火焰面模型,并考虑真实流体的物性,对针栓式喷注器液氧/甲烷发动机推力室的跨临界燃烧和流动进行数值模拟。结果表明,针栓式喷注器发动机在推力室头部区域形成两个回流区;在一定范围内,减小针栓式喷注器径向喷注通道尺寸和针阀直径,可以提高燃烧室压力和燃气温度,从而提高推力室的燃烧性能;对于针阀伸进燃烧室长度,为提高推力室的燃烧性能,同时考虑推力室头部的冷却问题,应取越程比在1附近。