摘要：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。

摘要：随着可重复使用发动机的研制,必须对涡轮叶片的高周疲劳问题开展深入研究。提出了一种针对局部进气冲击式涡轮在气流激振力作用下的动态响应理论计算模型,将叶片简化为悬臂梁结构,同时考虑离心力及阻尼的影响,建立其受迫振动微分方程及求解方法,同时提出了一种局部进气涡轮叶片气流激振力的简化模型。以某发动机涡轮叶片为研究对象,分别采用理论模型及三维流固耦合仿真的方法对叶片进行动态响应分析,通过两种方法的结果对比来验证理论模型的正确性。结果表明,与三维仿真结果相比,采用理论模型方法计算得到的叶片根部平均动应力低3.39%,响应频率高1.62%,响应最大幅值低11.4%。从而验证了理论模型的准确性,可以采用该方法开展火箭发动机涡轮叶片高周疲劳设计。