摘要：液体火箭发动机为中国天地运输系统的主动力,承担绝大部分航天器的发射任务。发动机在高压、高温、高转速、强振动等极端恶劣的条件下工作,所面临结构强度问题非常突出。发动机结构强度问题起始于方案论证阶段,贯穿于产品整个寿命周期直至发射任务完成,而发动机在结构设计、载荷与使用环境、材料、制造过程、试验及强度评估等诸多方面存在不确定性和尚未解决的深层次问题,使结构强度成为影响发动机安全性和可靠性的一项重要因素。以发动机工程研制中的结构强度为出发点,总结探讨了发动机在结构强度设计及验证过程中若干个重要方面,涵盖载荷与使用环境、安全系数、材料、试验测试、损伤检测、验证及评估等,为发动机结构强度设计体系探索及新型发动机预研提供研究思路。

摘要：径向喷注流强分布被用在现役多个型号的常温自燃推进剂液体火箭发动机中,是除使用声学阻尼装置以外最重要的燃烧不稳定性工程抑制措施,因此需要对其抑制效果开展深入研究。采用独立喷注器思路,设计了采用撞击式喷注器的自燃推进剂模型燃烧室,在模型燃烧室内激发高频纵向燃烧不稳定现象的基础上,进一步开展了不同喷注流强分布方案下的高频纵向燃烧不稳定性实验,分析了对喷注流强分布的抑制效果。研究表明:对于液滴蒸发作为速率控制过程的情况,提高“驼峰区”流强分布能够改善模型燃烧室的高频纵向稳定性,但改善效果与燃烧特征长度的变化相对燃烧室长度的大小有关。相对于短燃烧室工况,长燃烧室工况下,由喷注流强分布引起的相对燃烧特征长度的变化幅度降低,相应流强分布的抑制效果降低;相对于低室压工况,高室压下推进剂液滴蒸发过程加快,推进剂掺混效率提高,通过高流强区较大初始液滴粒径控制燃烧分布的效果被弱化,相应流强分布的抑制效果降低。各喷注器在高室压、长燃烧室工况下均激发了较大幅值振荡,且振幅分布与是否提高“驼峰区”流强无关。

摘要：针对不同延伸段压力分布的双钟形喷管,采用特征线法,分别对最大推力、等压分布及等逆压梯度分布的延伸段型面开展了设计,通过仿真手段对设计方法进行了校验,并对不同延伸段压力分布的双钟形喷管工作过程开展了研究。结果表明:最大推力及已知壁面压力的反设计方法能够实现特定压力分布的延伸段型面设计。延伸段逆压梯度分布的双钟形喷管能够在小于发动机起动时间内完成工作模态转换,而延伸段顺压梯度和等压分布构型的模态转换时间较长。相较于最大推力型面,延伸段逆压梯度分布的双钟形喷管存在一定性能损失。当延伸段压升幅值为0.001 5倍的燃烧室压力时,双钟形喷管平均比冲下降了0.44%。

摘要：喷管作为液体火箭发动机产生推力的重要组件之一,其内部存在的复杂流动现象对发动机性能具有重要影响。本文综述了该领域的相关研究进展。传统喷管在过膨胀状态下会产生自由激波和受限激波两种分离模式,其非定常、非对称性给发动机带来严重的侧向载荷,也造成流动预测较为困难。采用凹坑或涡轮废气主动射流等方式能够避免受限激波分离的出现,抑制侧向载荷,但却无法对喷管损失的性能进行有效补偿。通过对传统喷管的创新设计,高度补偿喷管不仅能够有效控制管内流动,还能在不同程度上提升发动机性能。然而,高度补偿喷管形式众多、各有所长,工程应用应谨慎决策。此外,各种形式的高度补偿喷管内仍旧存在激波/边界层干扰、分离、回流等不利的流动现象,亟待对其开展深入研究。

摘要：为了减小空气涡轮火箭(Air turbo rocket,ATR)发动机工作时的振动响应,针对ATR发动机的转子结构特征,建立了有限元模型,设计了挤压油膜阻尼器,并完成了动力学特性分析与试验验证。研究结果表明:该型ATR转子在一阶振型时的主要应变能集中在1号轴承处,二阶振型时的主要应变能集中在2号轴承处;转子在一号轴承处设计挤压油膜阻尼器后,能够明显减小一阶响应,但对于二阶响应的减振程度有限;在ATR转子上合理地设计应用挤压油膜阻尼器,对于抑制转子的振动响应具有显著的作用,能够使得ATR发动机转子平稳地增速到工作转速。

摘要：针对均匀点阵结构能量吸收性能低和截面梯度点阵结构刚度性能较差的问题,设计了多层尺寸梯度面心立方点阵结构,通过理论、仿真和试验方法研究了其力学性能。首先,采用SS316L不锈钢材料和选择性激光熔融(SLM)技术,制备了胞元尺寸梯度面心立方(SG-FCC)和均匀面心立方(U-FCC)两种点阵结构的试验件,并进行了准静态压缩试验;然后,在试验和有限元分析的基础上,获得了两种点阵结构在压缩过程的力学行为,基于杆梁变形理论和多层梯度点阵结构刚度组集方法,提出了两种点阵结构的等效弹性模量理论模型;最后,研究了不同梯度因子对SG-FCC点阵结构压缩性能的影响规律。试验结果表明:相比于U-FCC点阵结构,SG-FCC点阵结构的力学性能更加优异,其刚度和比刚度分别增长了17.8%和16.2%,吸能量和比吸能量分别提高了10.8%和10.36%。所提出的SG-FCC点阵结构弹性模量理论模型与试验和有限元分析结果相比吻合较好,误差小于10%,可用于SG-FCC点阵结构的刚度预测;当梯度因子为1.5时,SG-FCC点阵结构的刚度性能较好;当梯度因子为3时,SG-FCC点阵结构的吸能性能较好。该研究可为集高刚度和大吸能性能的轻质化结构设计和工程应用提供参考。

摘要：通过理论、有限元和试验方法研究了悬臂边界条件下BCCZ(体心立方点阵边界添加Z向杆件增强构型)点阵夹芯梁结构的振动行为。基于哈密顿原理和“改进折线”法,获得其振动频率理论模型。并使用SLM(选择性激光熔融)技术和钛合金TC4材料制备了BCCZ点阵夹芯梁试件,进行了模态试验,有限元和试验验证了理论模型的准确性。然后研究了胞元直径、面板厚度和芯子高度等结构几何参数和材料性能对BCCZ点阵结构振动性能的影响规律。结果表明:减小胞元直径,减小面板厚度,提高芯子高度均可以提高BCCZ点阵夹芯梁结构的一阶固有频率参数(一阶固有频率与同质量同面板面积的实体结构之比),胞元直径的影响最明显。面板-芯子-面板材料组合为钛-铝-钛时一阶固有频率最高。研究结果对BCCZ点阵夹芯结构的设计及工程应用具有一定的指导意义。

摘要：针对传统大面积比液体火箭发动机喷管在低空过膨胀状态下易产生流动分离的问题,采用特征线法,基于最大推力喷管,对其扩张段后半部分型面进行了控制压力设计,以保证新生成的大面积比喷管(低空满流喷管)壁面压力不小于分离临界压力。而后通过仿真手段对设计方法进行了校验,并对低空满流喷管的性能进行了评估。结果表明:基于最大推力喷管型面的控制压力设计方法能够实现预定的设计目标,生成的型面不仅保证了喷管在海平面条件下处于满流状态,还使得喷管对燃烧室压力脉动具备了一定的抵抗能力。当燃烧室压力为8.5MPa、燃气比热比为1.144时,相较于将要产生分离的面积比为40的最大推力喷管,低空满流喷管能够将面积比增加至60,从而提高真空比冲约5.24s。而相比于面积比为60的最大推力喷管,等面积比的低空满流喷管真空比冲损失约为1.57s。

摘要：针对补燃循环发动机启动过程中流量调节器的工作特性,首先建立了描述流量调节器起调过程的动力学模型。然后设计并开展了液流试验,分析了流量调节器在快速起调过程中的特性,获得了不同阻尼孔孔径下的试验特性。试验结果表明,流量调节器在快速起调过程中,流量存在大幅超调的现象,通过增大阻尼孔孔径,可以有效地减小流量超调量。最后通过试验结果验证了仿真模型的合理性,并基于计算结果,分析了流量调节器在起调过程中滑阀位移和流量的变化过程,进一步分析了阻尼孔孔径和升压速率对起调过程的影响。仿真结果表明,为了减小起调过程中的流量波动,流量调节器进出口压差的升压速率应先慢后快。

摘要：为了探索多孔介质冷却通道在液体火箭发动机燃烧室中的应用,采用金属粉末烧结法制备了多孔介质,设计了多孔介质通道的流阻和传热特性测试装置,建立了采用多孔介质冷却通道的燃烧室传热预测模型,对具有不同结构参数的多孔介质进行了研究。结果表明:随着孔隙率的增大,多孔介质通道的流阻逐渐减小,换热能力逐渐下降;基于传热模型的预测结果与试验有一定偏差,最大达到25%;相较铣槽通道,多孔介质冷却通道能够在燃烧室中获得更好的热防护效果。