變推力固液火箭發動機燃燒過程研究

《變推力固液火箭發動機燃燒過程研究》是依託北京航空航天大學，由田輝擔任項目負責人的青年科學基金項目。

基本介紹

• 中文名：變推力固液火箭發動機燃燒過程研究
• 依託單位：北京航空航天大學
• 項目負責人：田輝
• 項目類別：青年科學基金項目

項目摘要

本項目針對H2O2/HTPB固液火箭發動機，開展變推力固液火箭發動機瞬時燃速規律、靜動態特性和非穩態流場結構的研究。考慮藥柱通道尺寸、燃燒室壓強、氧燃比等因素，建立瞬時燃速模型，研究燃速的控制機理；在瞬時燃速模型的基礎上，建立變推力固液火箭發動機的靜態模型，研究燃速、比沖、特徵速度等靜態參數在推力調節過程中的變化規律及其影響因素；考慮氧化劑蒸發時滯、燃料熱解時滯和燃燒時滯等因素，建立變推力固液火箭發動機的動態模型，研究回響時間、超調量等動態回響參數及其影響因素；考慮液體氧化劑及蒸發、燃料的熱解、燃面的退移和化學反應，開展變推力固液火箭發動機非穩態流場的數值仿真，研究非穩態流場結構及其變化規律。通過本項目研究，可以深入了解和掌握變推力固液火箭發動機的燃速規律和靜動態特性，揭示變推力固液火箭發動機的流場結構，為變推力固液火箭發動機的發展和套用奠定基礎。

結題摘要

變推力火箭發動機可以為航天飛行器提供可控動力，提高飛行器對飛行任務和軌道的適應性和可操作性，是航天飛行器動力系統的理想選擇。固液火箭發動機通過改變氧化劑流量就可以實現推力調節，且具有簡單可靠、成本低、安全性好等優點，非常適合作為變推力火箭發動機。本文針對過氧化氫變推力固液火箭發動機，開展了理論分析、數值仿真、試驗研究和套用研究。 分析了固體藥柱通道直徑和形狀對燃速的影響，並在此基礎上對現有的燃速模型進行了修正，提出了一種新的燃速模型，採用數值仿真結果和試驗結果驗證了修正燃速模型的正確性，結果表明固體燃料的燃速隨氧化劑流率增大而增大，隨固體藥柱通道的水力直徑增大而減小。 分析了變推力固液火箭發動機工作過程中，氧化劑流量變化和藥柱通道直徑變化對固體燃料的燃速、燃料流量、氧燃比、燃燒室壓強和推力等穩態性能的影響。考慮固體燃料的熱回響、邊界層的回響、燃燒室和噴管的氣體動力學，建立了變推力固液火箭發動機的回響特性分析模型，分析了燃速、燃燒室壓強等性能參數的回響特性及其影響因素，結果表明固體燃料的燃速不能對壁面熱流或氧化劑流量的變化立即產生回響，需要一定時間進行調節，且調節過程中存在滯後和超調現象。 考慮固體燃料內部的導熱、發動機內的湍流燃燒和固體燃料表面的流固耦合，建立了固液火箭發動機的二維軸對稱數值仿真模型，開展了H2O2/PE變推力固液火箭發動機的穩態和瞬態數值仿真，獲得了不同氧化劑流量下的穩態流場、燃速和燃燒室壓強，研究了發動機啟動、推力調節和關機等瞬態過程中的流場結構和性能參數變化曲線，分析了推力調節比、氧化劑流率、發動機尺寸大小和氧化劑調節速率對發動機回響性能的影響。結果表明，燃燒室壓強隨氧化劑流量線性增加；推力調節比對推力調節過程中的回響特性影響較大，氧化劑流率的影響較小，推力調節過程中的回響速度隨發動機尺寸增大而降低。