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期刊信息/Journal information
火箭推进
航天推进技术研究院
火箭推进

航天推进技术研究院

旷武岳

双月刊

1672-9374

spacemj@bylink.com.cn

029-85207436

710100

西安市十五号信箱11分箱

火箭推进/Journal Journal of Rocket PropulsionCSTPCD
查看更多>>本刊是中国航天科技集团公司六院主办的航天器与导弹动力专业的学术刊物，专业方向侧重于液体火箭发动机。
正式出版
收录年代

    航天动力系统分析软件发展途径思考

    尚现伟秦政金平蔡国飙...
    1-14页
    查看更多>>摘要：航天动力系统分析软件是推进航天技术发展的重要基石,但目前国内相关软件与国外前沿还存在较大差距,亟待明确我国高水平自主可控的航天动力系统分析软件的发展方向.首先对大型通用分析软件的发展历程进行了系统梳理,剖析了其发展趋势;并进一步分析了航空发动机领域中使用的典型分析软件发展规律与特征;通过借鉴上述软件的研发经验,结合目前航天动力系统分析软件的发展现状,提出了我国相关软件的发展方向与发展途径.研究建议,分3 个阶段逐步突破具有航天动力特色的通用仿真平台开发、软件模型与求解器研发、数据融合与管理这3 大方向,最终形成多领域、多物理场、多维度、智能化并集成数据融合管理的航天动力系统智能化分析软件体系,为我国航天技术的稳健发展提供有力支撑.

    航天动力系统工业软件模型与求解器CAE智能化

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    驻波压力场速度波腹位置射流雾化的数值模拟

    李佳楠隋禄涛周立新杨建文...
    15-26页
    查看更多>>摘要：为研究驻波压力场速度波腹位置射流的雾化特性,基于八叉树结构形式的网格自适应方法与多尺度仿真算法构建了射流雾化的数值模拟方案,通过在计算域边界施加扰动构建了一阶横向驻波压力场.在此基础上实现了振荡压力场与雾化的多物理场耦合计算,研究了驻波压力场速度波腹位置射流雾化的响应特性,基于气体动力学理论阐述了速度波腹位置射流雾化的响应机理.结果表明:基于自适应网格与多尺度仿真算法建立的雾化数值模拟方案可以实现雾化过程较为准确的求解,是研究雾化过程的有力工具;反压振荡与雾化的耦合求解算法可以研究振荡压力场下的雾化特性,对于进一步认识非定常雾化特性并揭示热声耦合机理起到重要的作用;射流处于速度波腹位置时,圆柱射流发生变形变成扁平液膜,并伴随气流的运动发生周期性摆动,破碎长度减小,破碎程度加剧.

    射流雾化驻波压力场速度波腹网格自适应多尺度仿真

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    中小推力火箭发动机试车降噪方案仿真分析

    孙得川黄欣寅王园丁郭曼丽...
    27-38页
    查看更多>>摘要：火箭发动机试车时的噪声很大,降低其强度对于环境保护很重要.针对中、小推力液体火箭发动机试车,提出了引射筒、消声器及喷水组合的降噪方案,并进行了数值仿真研究.结果表明:引射筒不仅起引射作用,而且将主要的喷流噪声源区域与环境隔离,在降噪中起主要作用;对于小推力发动机喷流,格栅型消声器的降噪效果很好,不必附加喷水措施;对于中等推力发动机喷流,喷水的降噪作用不明显,其主要作用是降温和减小燃气扩散污染,不宜采用过大的喷水量和过小的喷雾粒径;对于300 N级发动机,引射筒承载的力较小,而后部的隔声墙会承载与推力相当的力,对于3kN级发动机,引射筒会承载发动机的大部分推力,后部的隔声墙会承载较小的力.

    火箭发动机试车气动噪声降噪数值模拟

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    预冷器入口流量周向不均匀性对流动换热的影响

    于溪尧李楠姜淼李哲...
    39-48页
    查看更多>>摘要：空气预冷器可在短时间内降低进入压气机的空气温度,提高增压比,增加发动机推力.预冷器入口流量周向不均匀性会导致预冷降温不均匀,对预冷发动机循环效率产生重要影响.以某预冷发动机运行参数为参考,合理简化预冷器物理模型,建立了二维流场和三维管束单元耦合换热模型,实现了预冷器的全尺寸模拟.分析了预冷器导流外壳几何参数对流动的影响,明确了空气流经管束的流动机理,优化了导流结构参数,进出口压差降低13.1%,减阻效果显著.分析了入口流量不均匀对流场不均匀的影响,入口流量较多地分配到区域4 管束处.来流空气在区域1 形成的流动死区对空气产生阻碍,增大了区域1 处单元管束的入射角度.分析了预冷器流量均匀性和空气流入角度等对流动换热性能的影响,明确了大温差微细管束换热器耦合动态换热机理,发现预冷器总换热量最大偏差为2.45%,因此可以忽略预冷器入口截面上流量周向不均匀对预冷器传热的影响.

    预冷器不均匀性传热多维耦合导流结构

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    RBCC动力巡航飞行器爬升段弹道优化

    徐铮谭建国张冬冬
    49-56页
    查看更多>>摘要：RBCC动力飞行器爬升段弹道设计是其总体设计的重要问题之一.采用伪谱法对基于RBCC动力的巡航飞行器开展了弹道优化研究.以爬升段推进剂消耗量最小为性能目标,以飞行攻角为设计变量,建立了飞行器纵向平面内弹道优化模型,在获得飞行器气动特性和RBCC发动机性能的基础上,开展了爬升段弹道优化.结果表明:最优弹道包括平飞加速、等动压爬升、等速爬升等阶段;火箭发动机应当以"开-关-开"模式工作,且火箭发动机无需大范围调节;在适当的火箭发动机最大流量和动压约束下,该飞行器的动力段航程达到2 430 km.

    火箭基组合循环发动机巡航飞行器爬升段弹道优化

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    磁等离子体发动机的多流体模拟

    杨振宇鲁海峰范威张元哲...
    57-66页
    查看更多>>摘要：磁等离子体发动机(magnetoplasma rocket engine,MPRE)的离子回旋共振加热(ion cyclotron resonance heating,ICRH)单元将射频能量直接耦合给离子,是发动机的工质加热单元,其加热效果对发动机推力性能有关键影响.为探究ICRH单元的工作规律,建立了用于模拟MPRE的二维轴对称多流体模型,并采用该模型对MPRE中螺旋波等离子体源与不同输入的ICRH单元进行了模拟.计算结果表明:螺旋波等离子体源在放电过程中由于沉积功率分布发生变化而不断经历模式转变过程,模式转变时电子温度出现峰值,等离子体密度迅速上升;开启ICRH输入后,电子参数基本不变,离子温度有明显提升,表明ICRH单元对离子有明显加热效果,且增加输入电流幅值与输入电流匝数均可显著提高离子温度,实现发动机高比冲工作模式.

    磁等离子体发动机螺旋波等离子体源离子回旋共振加热能量耦合流体模拟

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    国内外多模式离子推力器的性能对比

    李璇张雪儿张天平
    67-76页
    查看更多>>摘要：多模式性能是离子推力器产品应用及产品研制过程中需考虑的重要性能之一.通过对国内外成熟度较高的离子推力器产品的多模式性能对比分析,获得了不同类型离子推力器的多模式性能变化规律,证明了国内离子推力器的多模式性能已达到与国外先进多模式离子推力器相当的水平.定义和对比分析了多模式离子推力器的性能调节能力,结果表明直流环切场推力器性能调节能力最好,射频放电推力器次之,直流发散场推力器最低.

    多模式离子推力器调节能力

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    离子电喷雾推力器束电流数学模型与敏感性分析

    雪佳强郭宁孟伟杨三祥...
    77-87页
    查看更多>>摘要：虽然阵列式结构的离子电喷雾推力器具有小体积、高比冲、高推力分辨率等优点,但是其发展受到了缺乏理论研究的限制.针对该问题,基于多点发射现象发展了描述推力器束电流的数学模型,并通过智能优化算法对模型中的经验系数进行了辨识,研究了高、低电压下束电流及发射行为存在的不同特征.基于Sobol方法进行了全局敏感性分析,研究了发射体结构的几何参数对束电流的影响程度.模型计算结果与试验结果基本一致,当电压大于1.5kV时,发射点基底半径与多孔储层孔隙半径相当,外加电场主要影响束电流的非线性增加;电压小于1.5kV时,发射点数量较少,基底半径是多孔储层孔隙半径的1.5 倍,发射点数量是影响束电流大小的关键因素.敏感性分析结果表明,发射体尖端与提取极之间的距离对束电流的影响程度最大,其1 阶敏感性指数为0.841,在加工制造中须严格控制其公差大小.

    纯离子状态多点发射束电流预测数学模型Sobol敏感性分析

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    双钟形喷管在分离工作阶段的吸气阻力分析

    刘亚洲曹晨胡海峰杨建文...
    88-97页
    查看更多>>摘要：在低空工作阶段产生于回流区的吸气阻力对双钟形喷管的性能具有不可忽视的影响.采用仿真手段对不同设计参数的双钟形喷管的吸气阻力进行了研究,获得了其在不同飞行高度下的阻力系数.研究结果表明,吸气阻力并不总是如已有文献认为的随飞行高度的增加而不断减小.延伸段顺压梯度分布的双钟形喷管的吸气阻力随飞行高度的增加不断减小;延伸段等压或逆压梯度分布的双钟形喷管的吸气阻力随飞行高度的增加呈现出先减小后增加的趋势,拐点出现在2km处.该现象出现的原因在于,不同构型的双钟形喷管在0～8km左右的分离工作阶段,回流区轴向尺寸和回流与大气间的压力差随飞行高度的变化趋势不同.此外,增加基础段长度和面积比、减小延伸段长度和面积比均有利于减小吸气阻力,阻力系数的减小幅度为1%～2%.

    双钟形喷管吸气阻力流动分离马赫反射规则反射

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    调节阀低温空化流动特性的数值仿真

    梁文栋赵梦芸刘博郭文君...
    98-106页
    查看更多>>摘要：采用数值计算的方法针对某型液体火箭发动机中液氧调节阀的流场分布和空化流动特性进行了研究.数值计算获得的阀门流通面积与液流实验数据基本吻合,验证了数值模型的准确性.分析了球阀内部流道压力、温度、涡和空穴结构的分布特性及不同工况下的演化规律.研究结果表明:液氧流经球阀,压力变化分为缓慢下降、急剧下降、急剧回升、缓慢下降和缓慢回升这5 个阶段.在阀芯流道内部观察到了显著的Q等值面结构.相同压差时,水的空化数大于液氧.空穴结构主要分布在阀芯入口,随着空化数的降低,逐渐向流道内部发展.对于常温水,发生空化的临界空化数为1.38 左右.空穴结构的发展受空化数和热力学效应的耦合影响.液氧温度从95K上升到100 K时,空化数减小,名义温降增加,此时热力学效应影响起主导作用,空穴的发展受到抑制.

    调节阀液氧空化模型热力学效应

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