重复使用火箭发动机推力室疲劳寿命研究进展 被引量：3

1

作者 张凭 李斌 +2 位作者 高玉闪 霍世慧 王振 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第1期12-27,I0002,共17页

再生冷却推力室内壁的热-机械疲劳失效严重影响重复使用液体火箭发动机的可靠性和使用寿命,疲劳分析在内壁损伤机理研究、寿命预测和结构优化设计中具有重要作用。简要回顾了推力室再生冷却结构热-机械疲劳分析方法的发展历程,重点围绕... 再生冷却推力室内壁的热-机械疲劳失效严重影响重复使用液体火箭发动机的可靠性和使用寿命,疲劳分析在内壁损伤机理研究、寿命预测和结构优化设计中具有重要作用。简要回顾了推力室再生冷却结构热-机械疲劳分析方法的发展历程,重点围绕材料本构关系、热-力响应计算和疲劳寿命模型,对比梳理已有方法,讨论其特点及应用。基于研究进展与工程需求,从全服役周期瞬态载荷环境、材料本构关系、热-机械损伤模型及验证、基体与涂/镀层耦合失效分析和基于有限数据的工程方法等方面给出了进一步研究的方向和建议。 展开更多

关键词 重复使用 液体火箭发动机 再生冷却推力室 热-机械失效 疲劳寿命预测

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金属增材制造技术在液体火箭发动机推力室制造中的应用与展望 被引量：2

2

作者 董鹏 王铁岩 +3 位作者 周庆军 罗志伟 谢勇 倪江涛 《航空制造技术》 CSCD 北大核心 2024年第23期88-104,共17页

金属增材制造技术是一种基于离散-堆积原理的先进制造技术,为液体火箭发动机的设计制造带来了颠覆性的变化。推力室作为液体火箭发动机的核心部件,采用增材制造技术可实现结构的轻量化、集成化设计制造,以及燃烧室等热端部件内流道结构... 金属增材制造技术是一种基于离散-堆积原理的先进制造技术,为液体火箭发动机的设计制造带来了颠覆性的变化。推力室作为液体火箭发动机的核心部件,采用增材制造技术可实现结构的轻量化、集成化设计制造,以及燃烧室等热端部件内流道结构的整体制造,提高产品的性能和可靠性,缩短制造周期、降低制造成本。本文对金属增材制造技术在液体火箭发动机推力室中的应用情况进行了综述,并对未来的技术发展进行了讨论。 展开更多

关键词 金属增材制造技术 液体火箭发动机 推力室 集成设计喷注器 双种金属燃烧室

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液体火箭发动机推力室冷却通道传热优化计算 被引量：9

3

作者 吴峰 王秋旺 +2 位作者 罗来勤 曾敏 孙纪国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期197-200,共4页

采用标准k-ε两方程湍流模型对液体火箭发动机推力室再生冷却通道三维湍流流动与传热过程进行了数值预测,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化,通过两种优化方案来改变推力室冷却通道的深宽比。方案一为保... 采用标准k-ε两方程湍流模型对液体火箭发动机推力室再生冷却通道三维湍流流动与传热过程进行了数值预测,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化,通过两种优化方案来改变推力室冷却通道的深宽比。方案一为保持冷却通道的深度及肋宽不变,通过改变推力室壁面通道个数来改变通道的深宽比,方案二为保持通道数目不变,通过增加或降低通道高度来改变通道的深宽比。以此计算在不同通道深宽比下推力室壁面的传热特性,并进行了优化分析。计算结果表明:存在着一个最佳冷却通道个数,使得推力室壁面再生冷却效果达到最佳;在相同质量流量下,降低通道高度能够强化推力室传热,但同时增加了进出口压差。 展开更多

关键词 液体推进剂火箭发动机 湍流模型 推力室 再生冷却 通道 优化分析

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高宽比和粗糙度对再生冷却通道流动的影响 被引量：14

4

作者 牛禄 程惠尔 李明辉 《上海交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第11期1612-1615,共4页

在三维贴体坐标系中求解椭圆型 N- S方程 ,采用完全压力校正方法解决在同位网格上遇到的压力波动问题 ,对液体火箭发动机 S形再生冷却通道内的三维紊流进行数值模拟 .在壁面函数中引入无量纲壁面粗糙度以考虑粗糙壁面的影响 .研究了高... 在三维贴体坐标系中求解椭圆型 N- S方程 ,采用完全压力校正方法解决在同位网格上遇到的压力波动问题 ,对液体火箭发动机 S形再生冷却通道内的三维紊流进行数值模拟 .在壁面函数中引入无量纲壁面粗糙度以考虑粗糙壁面的影响 .研究了高宽比和壁面粗糙度对压力损失、二次流动和紊流强度的影响 . 展开更多

关键词 高宽比 壁面粗糙度 再生冷却 液体火箭发动机

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液体火箭发动机推力室冷却通道流动与传热数值研究 被引量：10

5

作者 吴峰 王秋旺 +1 位作者 罗来勤 孙纪国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第5期389-393,共5页

采用气固耦合算法对液体火箭发动机推力室再生冷却通道的流动与传热过程进行了三维湍流流动与传热数值模拟,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化。应用大涡模拟及标准k-ε双方程模型两种湍流模型分别进行数... 采用气固耦合算法对液体火箭发动机推力室再生冷却通道的流动与传热过程进行了三维湍流流动与传热数值模拟,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化。应用大涡模拟及标准k-ε双方程模型两种湍流模型分别进行数值模拟,详细揭示了再生冷却通道固体区和流体区内的速度场和温度场,并在不同的计算网格数目下对两种湍流模型的计算结果进行了对比。结果表明,在相同的网格条件下,标准k-ε双方程模型与实验数据的吻合精度比大涡模拟模型更好,且满足工程计算精度。随着网格数的增加,大涡模拟的计算精度逐渐得到改善。 展开更多

关键词 气固耦合算法 液体推进剂火箭发动机 推力燃烧室 再生冷却 通道 湍流模型

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液体火箭发动机层板式预燃室液氧发汗冷却热控制 被引量：10

6

作者 刘伟强 陈启智 吴宝元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1998年第5期10-14,共5页

讨论了富氧预燃室液氧发汗冷却的分析计算方法。发汗流对燃气热流的阻隔分析采用Ｂａｒｔｌｅ－Ｌｅａｄｏｎ修正方法来完成，室壁温度分布和热穿透深度应用结构层板与发汗流存在温差的传热模型获得。讨论了发汗流压降和控制流道长度对... 讨论了富氧预燃室液氧发汗冷却的分析计算方法。发汗流对燃气热流的阻隔分析采用Ｂａｒｔｌｅ－Ｌｅａｄｏｎ修正方法来完成，室壁温度分布和热穿透深度应用结构层板与发汗流存在温差的传热模型获得。讨论了发汗流压降和控制流道长度对预燃室壁温的控制作用。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 预燃室 发汗冷却 热控制

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推力室涡流冷却技术试验研究 被引量：7

7

作者 李家文 唐飞 俞南嘉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期956-960,共5页

涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术。在理论分析和数值计算的基础上,设计了采用气氢/气氧作为推进剂的试验用涡流冷却推力室,进行了多次冷流试验和点火试验。在不采用其它冷却措施的情况下,完成了工作时间为20s的点火试... 涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术。在理论分析和数值计算的基础上,设计了采用气氢/气氧作为推进剂的试验用涡流冷却推力室,进行了多次冷流试验和点火试验。在不采用其它冷却措施的情况下,完成了工作时间为20s的点火试验。试验结果表明,涡流冷却推力室工作稳定,气氧形成了有效的冷涡流,圆筒段外壁面温升为5K,部分气氧形成的气膜也对喷管形成了有效的保护。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 涡流冷却推力室 点火试验

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液体火箭发动机氧腔流动分析及均流板设计研究 被引量：8

8

作者 杨青真 王红梅 +1 位作者 张银波 呼浩 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第6期698-701,803,共5页

采用Navier-Stokes方程数值模拟了某型火箭发动机推力室氧腔流动,计算分析了节流板表面的总、静压分布及其畸变指数。依据压力畸变提出了氧腔均流孔板改进方法,并通过多次分析-设计循环得到了新的均流板。最后对所设计的均流板进行了详... 采用Navier-Stokes方程数值模拟了某型火箭发动机推力室氧腔流动,计算分析了节流板表面的总、静压分布及其畸变指数。依据压力畸变提出了氧腔均流孔板改进方法,并通过多次分析-设计循环得到了新的均流板。最后对所设计的均流板进行了详细地计算分析和实验验证。分析和验证表明新设计的均流板使氧腔出口节流板表面压力畸变降低了30.4%,显著提高了氧腔压力均匀性,进而可以大大提高燃烧效率。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 推力室 流动分析 节流板 均流板设计

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液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的数值模拟(Ⅱ)数值方法与计算结果 被引量：16

9

作者 姜培学 任泽霈 +1 位作者 陈旭扬 张左匆 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第4期17-21,共5页

对液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的二维局部非热平衡模型进行了数值计算。计算中采用了正交曲线坐标系（贴体坐标），并计及了冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的剧烈变化及固体壁沿轴向的导热。结果表明：推力室多孔壁面... 对液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的二维局部非热平衡模型进行了数值计算。计算中采用了正交曲线坐标系（贴体坐标），并计及了冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的剧烈变化及固体壁沿轴向的导热。结果表明：推力室多孔壁面中靠近燃烧室的部分温度梯度很大；固体骨架与冷却剂的温度差异在推力室内壁面上最大；推力室多孔壁面材料导热系数的提高有利于降低壁面温度及温度梯度；随着冷却剂流量的增大，推力室壁中的最高温度明显下降；若设计合理，发汗冷却所需要的冷却剂的量只占总流量的２％左右。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 推力燃烧室 发汗冷却 传热

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液体火箭发动机推力室壁瞬态加载三维热结构分析 被引量：8

10

作者 孙冰 宋佳文 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第7期1328-1333,共6页

为了预测再生冷却液体火箭发动机推力室壁的应变分布,研究内壁失效机理,使用有限元法对推力室壁进行了三维瞬态热分析,在瞬态热分析结果的基础上采用多线性随动硬化模型对推力室壁进行了三维弹塑性结构分析。计算结果表明,多线性随动硬... 为了预测再生冷却液体火箭发动机推力室壁的应变分布,研究内壁失效机理,使用有限元法对推力室壁进行了三维瞬态热分析,在瞬态热分析结果的基础上采用多线性随动硬化模型对推力室壁进行了三维弹塑性结构分析。计算结果表明,多线性随动硬化模型能够准确地模拟推力室内壁材料的应力-应变关系;内壁温度达到稳态的时间相比外壁要短得多,在预冷、试车和后冷开始约0.1s后内壁温度便已经接近稳态;瞬态加载三维热结构分析能够确定推力室内壁最先失效的危险点的位置在喉部上游冷却通道中心;推力室壁瞬态加载三维热结构分析得到的最大残余应变比稳态加载大15.7%。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 再生冷却 推力室 瞬态导热 热应力 结构分析 流固耦合

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涡流冷却推力室燃烧效率分析 被引量：5

11

作者 李家文 王化余 +1 位作者 叶汉玉 俞南嘉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第11期1507-1512,共6页

为了分析喷注器对涡流冷却推力室燃烧效率的影响,开展了2kN气氢/气氧涡流冷却推力室的设计、仿真与试验研究,设计加工了三种不同喷嘴分布直径的氢喷注面板,在试验过程中测量了推力、燃烧室圆筒段内壁面温度、内壁面压力等参数,利用热力... 为了分析喷注器对涡流冷却推力室燃烧效率的影响,开展了2kN气氢/气氧涡流冷却推力室的设计、仿真与试验研究,设计加工了三种不同喷嘴分布直径的氢喷注面板,在试验过程中测量了推力、燃烧室圆筒段内壁面温度、内壁面压力等参数,利用热力计算、流场仿真与试验测量结果对涡流冷却推力室燃烧效率进行了分析。结果表明,在所分析的三种喷注面板中,喷嘴分布半径最大的推力室燃烧效率最高,为97.6%。同时开展了透明燃烧室的试验研究,高温火焰在燃烧室圆筒段59.5%半径以内区域,验证了内外涡流结构的存在。仿真结果表明,氢喷嘴分布直径影响燃烧区域的分布,从而影响燃烧效率。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 涡流冷却推力室 热试车 燃烧效率

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轻质钛合金喷管在氢氧发动机上的应用研究 被引量：4

12

作者 许晓勇 赵世红 王召 《火箭推进》 CAS 2016年第4期1-6,34,共7页

为降低发动机质量,提高其推重比,将轻质高温钛合金TA15用于液氢液氧发动机推力室喷管,模拟了全尺寸再生冷却钛合金喷管的工作特性,设计了TA15钛合金铣槽式再生冷却缩尺喷管,采用扩散焊工艺生产了缩尺喷管试验件,成功进行了热试验。试验... 为降低发动机质量,提高其推重比,将轻质高温钛合金TA15用于液氢液氧发动机推力室喷管,模拟了全尺寸再生冷却钛合金喷管的工作特性,设计了TA15钛合金铣槽式再生冷却缩尺喷管,采用扩散焊工艺生产了缩尺喷管试验件,成功进行了热试验。试验结果表明钛合金氢再生冷却缩尺喷管在高温富氢燃气环境下能够短时间安全稳定工作,传热可靠,最高气壁温达1 017 K,冷却通道流阻及氢温升实测值与计算结果基本一致。最后简要介绍了钛合金的氢脆特性。 展开更多

关键词 液氢液氧发动机 推力室 钛合金喷管 再生冷却

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层板推力室再生冷却通道的传热特性分析 被引量：3

13

作者 牛禄 程惠尔 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第4期290-294,共5页

提出液体火箭发动机层板推力室再生冷却通道传热过程的数理模型。采用通用形式控制方程处理冷却剂紊流换热和通道材料导热的共轭传热问题 ,计算采用LVEL紊流模型 ,并考虑冷却剂 (氢 )的热物性参数随温度和压力的变化及层板材料热物性随... 提出液体火箭发动机层板推力室再生冷却通道传热过程的数理模型。采用通用形式控制方程处理冷却剂紊流换热和通道材料导热的共轭传热问题 ,计算采用LVEL紊流模型 ,并考虑冷却剂 (氢 )的热物性参数随温度和压力的变化及层板材料热物性随温度的变化。结果表明 ,采用大高宽比、小气壁厚度的通道设计 ,可显著提高再生冷却能力 ,降低室壁温度和温差。采用对流换热系数和热物性为常数的简化处理会引起很大误差。 展开更多

关键词 液体推进剂 火箭发动机 层板再生冷却推力室 冷却通道 传热特性 数理模型 流通高宽比 气壁厚度

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液氧甲烷发动机点火冲击特性研究 被引量：3

14

作者 郑大勇 胡骏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第7期1553-1560,共8页

为研究液氧甲烷发动机燃烧室点火冲击特性及影响因素,根据爆轰波产生的机理,建立了甲烷推进剂液相蒸发数学模型,采用C-J (Chapman-Jouguet)爆轰理论,计算和分析了不同混合比、初温及初压对爆轰参数的影响规律。结果表明,爆轰波的强度与... 为研究液氧甲烷发动机燃烧室点火冲击特性及影响因素,根据爆轰波产生的机理,建立了甲烷推进剂液相蒸发数学模型,采用C-J (Chapman-Jouguet)爆轰理论,计算和分析了不同混合比、初温及初压对爆轰参数的影响规律。结果表明,爆轰波的强度与初压、初温及混合比密切相关。初压越高,初温越低,越接近化学当量混合比时,爆轰压比、温度比和爆轰速度越大;减小点火时刻推进剂积存量,增强燃烧装置点火能力,可降低爆轰波强度,减少点火瞬态冲击。 展开更多

关键词 点火冲击 液氧甲烷发动机 推力室 再生冷却 C-J爆轰波 液滴蒸发模型

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四机并联全辐射冷却推力室的传热分析 被引量：2

15

作者 程惠尔 牛禄 +1 位作者 邓澍 黄瑞生 《上海交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第8期974-978,共5页

分析了四机并联全辐射冷却推力室的热特点．忽略径向导热，考虑推力室外向的相互及自身辐射交换、内壁经喷口的辐射泄漏以及周向和轴向的传导热量，建立了推力室壁的能量方程．计算表明，推力室之间的辐射传热引起的周向温度畸变，主要... 分析了四机并联全辐射冷却推力室的热特点．忽略径向导热，考虑推力室外向的相互及自身辐射交换、内壁经喷口的辐射泄漏以及周向和轴向的传导热量，建立了推力室壁的能量方程．计算表明，推力室之间的辐射传热引起的周向温度畸变，主要取决于推力室间的相对间距Ｌ／Ｄ，而与原壁温水平无关．对仅有两对角推力室工作、另一对推力室不工作时的温度分布特点也作了分析．经地面模拟和实验验证，数值分析结果是正确的． 展开更多

关键词 传热 推力室 液体火箭发动机 辐射冷却 数值分析

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氢氧推力室再生冷却内壁故障分析 被引量：11

16

作者 栾叶君 孙纪国 +1 位作者 田昌义 尘军 《火箭推进》 CAS 2006年第5期17-21,共5页

对某氢氧火箭发动机在热试车后推力室再生冷却通道内壁产生裂纹的故障建立了理论分析模型,并进行了温度场与应力场的耦合计算分析。分析认为,推力室内壁在连续的发动机热试车中出现故障的机理为较大的热载荷和机械载荷的组合促使推力室... 对某氢氧火箭发动机在热试车后推力室再生冷却通道内壁产生裂纹的故障建立了理论分析模型,并进行了温度场与应力场的耦合计算分析。分析认为,推力室内壁在连续的发动机热试车中出现故障的机理为较大的热载荷和机械载荷的组合促使推力室内壁的组合应力超过当地的屈服极限,产生较大的塑性变形所致。采用改善冷却通道的结构形式、燃烧室内壁采用适当厚度的隔热镀层、降低推力室内壁应力比R等措施可以提高再生冷却推力室的热循环寿命。 展开更多

关键词 推力室 再生冷却 液体火箭发动机

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结构参数对圆转矩形喷管换热的影响 被引量：1

17

作者 李军伟 覃粒子 刘宇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第6期489-494,共6页

为了解结构参数对圆转矩形内喷管再生冷却换热的影响,设计了多个圆转矩形喷管,考虑了三种结构参数:转方位置、出口高宽比和出口圆角大小的影响。采用有限体积法求解三维可压缩的N-S方程对其内部流动和换热进行了数值模拟。湍流模型采用... 为了解结构参数对圆转矩形内喷管再生冷却换热的影响,设计了多个圆转矩形喷管,考虑了三种结构参数:转方位置、出口高宽比和出口圆角大小的影响。采用有限体积法求解三维可压缩的N-S方程对其内部流动和换热进行了数值模拟。湍流模型采用标准的k-ε双方程模型,壁面附近的流动和传热采用壁面函数法处理,速度与压力的耦合采用SIMPLE算法求解。结果表明:在型面一阶导数连续的情况下,转方位置对圆转矩形内喷管的换热影响不大;出口高宽比对圆转矩形内喷管的换热影响较大,出口高宽比不能太小,否则影响内喷管流场和换热;出口圆角大小影响内喷管周向上的温度分布,圆角太小造成周向温度分布不均匀。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 气动塞式喷管^+ 内喷管^+ 再生冷却 数值仿真

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液氧/煤油高压推力室液膜冷却环局部过热分析

18

作者 吕发正 吴海波 +2 位作者 杨永红 迟淳 陈建华 《火箭推进》 CAS 2009年第3期11-14,共4页

液氧/煤油发动机高压推力室采用了多条液膜冷却环带技术。由于室压高和热流密度大,易出现冷却环带结构局部过热现象,局部过热(甚至局部烧蚀)有时发生在燃烧室收缩段的冷却环上沿。传热计算和对比分析表明,在降低边区混合比的同时,第一... 液氧/煤油发动机高压推力室采用了多条液膜冷却环带技术。由于室压高和热流密度大,易出现冷却环带结构局部过热现象,局部过热(甚至局部烧蚀)有时发生在燃烧室收缩段的冷却环上沿。传热计算和对比分析表明,在降低边区混合比的同时,第一冷却环带流量增大25%,可使过热处气壁温下降约35℃。采取增加冷却环带流量、降低燃烧室边区混合比、改善液膜冷却局部喷注结构等措施有利于燃烧室壁面的热防护,可防止局部过热的发生。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 推力室 液膜冷却 传热计算 烧蚀

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液膜内冷与辐射外冷发动机室压上限的研究 被引量：7

19

作者 张其阳 王兵 +1 位作者 张会强 胡博文 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第6期781-785,共5页

为了研究液膜内冷和辐射外冷方式小推力火箭发动机室压的设计上限,针对推力为1kN四氧化二氮/一甲基肼火箭发动机,开展了不同室压下发动机推力室构型设计和冷却性能计算。固定液膜冷却剂流量,比较分析了不同推力室室压下气壁温和热流的... 为了研究液膜内冷和辐射外冷方式小推力火箭发动机室压的设计上限,针对推力为1kN四氧化二氮/一甲基肼火箭发动机,开展了不同室压下发动机推力室构型设计和冷却性能计算。固定液膜冷却剂流量,比较分析了不同推力室室压下气壁温和热流的变化规律。研究发现,在推力和膜冷却流量不变条件下,随着室压的提高,推力室尺寸大幅度减小,热负荷大幅增加,最高气壁温也增加;在选用材料正常工作条件下,存在室压设计上限。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 推力室 膜冷却 辐射冷却

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可重复使用液体火箭发动机设计参数对推力室身部棘轮应变的影响 被引量：6

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作者 羽中豪 金平 蔡国飙 《载人航天》 CSCD 北大核心 2018年第2期245-252,共8页

为探究可重复使用火箭发动机设计参数对推力室身部在工作过程中热棘轮现象的影响,采用经典的液体火箭发动机设计方法设计了不同室压、推力及混合比的推力室,通过准二维传热计算方法、非线性有限元热-结构耦合分析方法和局部应变法对比... 为探究可重复使用火箭发动机设计参数对推力室身部在工作过程中热棘轮现象的影响,采用经典的液体火箭发动机设计方法设计了不同室压、推力及混合比的推力室,通过准二维传热计算方法、非线性有限元热-结构耦合分析方法和局部应变法对比了不同设计参数的推力室在工作过程中的棘轮应变及其发展情况。计算结果表明,相同的热试时间,循环工作的发动机推力室比单次工作的发动机推力室产生的应变更大;设计参数对棘轮应变的影响是通过改变推力室热环境来实现的;其他设计参数不变,室压更高、推力更小或混合比更高的推力室的棘轮应变更大;高室压、大推力或高混合比的推力室棘轮应变随循环次数的增加而减小。 展开更多

关键词 可重复使用火箭发动机 再生冷却推力室设计 设计参数 热机械疲劳 棘轮应变

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