摘要：采用弱耦合点隐式方法的ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ格式对氢氧火箭发动机推力室化学反应粘性流场进行数值模拟．数值模拟时采用６种组分、８个反应有限速率的化学反应模型，湍流模型采用ＢａｌｄｗｉｎＬｏｍａｘ代数湍流模型．数值模拟得到了流场参数在燃烧室和喷管中的分布．结果分析表明，得到的数值模拟结果与理论分析一致，说明结果是可靠的．本文的工作为氢氧火箭发动机喷管设计提供了依据，并为进一步开展火箭发动机推力室有化学反应的两相流动的数值模拟打下了基础．

摘要：为推动C/SiC复合材料在液体火箭发动机喷管延伸段上的应用,基于国内C/SiC复合材料抗氧化烧蚀性能及预制体成型方案,综合考虑燃气热环境、喷管效率以及结构稳定性,对喷管结构进行了详细优化设计,设计的C/SiC喷管壁厚最薄处仅1.5 mm,结构质量仅为18 kg,相比螺旋管束式排放冷却喷管减重约55%。模态仿真结果表明:设计生产的C/SiC喷管,一阶模态频率为26.941 Hz;材料弹性模量对喷管模态频率影响较大;通过大端增厚对提升喷管模态频率效果有限,必要时可对大端出口翻边,提高其动力学稳定性。

摘要：论述了氢氧发动机上推进剂流量调节技术的方案设计、参数计算、试车结果及研制中的技术问题。结果表明，研制的阶跃式混合调节系统能按箭上程序可靠工作，参数满足设计要求。

摘要：由于多余物的危害及航天产品高精尖的发展需要,多余物防控设计已成为产品设计不可或缺的设计准则。通过对氢氧发动机多余物的特点进行分析,发动机明确了介质精度控制要求并进行了过滤器的设计,可有效对多余物进行防控。针对氢氧发动机的低温特点,还进行了发动机“潮气及未置换干净的空气”的防控设计以防“冰堵”。

摘要：为了考察氢氧发动机参数选择对可重复使用运载器性能的影响,基于氢氧发动机参数建立了可重复使用运载器入轨飞行过程的计算模型,包括运载器运动方程、飞行控制条件和质量模型,研究了发动机混合比对运载器飞行参数和运载器质量的影响规律.在运载器总质量恒定的情况下,随着发动机混合比由4增大到14,推进剂质量和发动机质量先减小后增大,储箱质量减小,三者的综合效果使得有效载荷质量先增大后减小.

摘要：大推力液体火箭发动机推力室室压高、热流大,因此冷却结构设计是推力室和喷管延伸段设计的主要内容。基于氢氧发动机再生冷却喷管延伸段,采用数值仿真方法对其试验件传热性能进行流热耦合计算,并与试验结果进行对比分析。研究结果表明:三维流热耦合仿真计算结果与试验值吻合较好;传统一维传热计算所得的温升及热流偏高,计算结果存在一定误差。研究结果可为后续一维传热计算程序修正及再生冷却喷管传热结构设计提供参考。

摘要：介绍真空多层绝热管在氢氧发动机试车台上的应用情况、管道结构及效果。重点介绍了长距离液氢加注管道真空多层绝热管的结构设计特点，分析指出真空多层绝热管的使用可显著降低试验成本和故障发生率，极大地方便试验系统的转换。

摘要：为了获取大推力氢氧发动机推力室设计的相关准则和经验,通过对比分析国外典型大推力氢氧发动机推力室的技术方案,总结了喷注器、主燃烧室和喷管延伸段等组合件关键设计参数和结构方案的选择规律,以及工艺方法和材料应用的发展趋势,可为中国未来200 t级大推力氢氧发动机推力室方案的确定提供相应的设计参考。

摘要：预燃室作为220吨级高压补燃循环大推力氢氧发动机的核心部件,技术提升幅度大,涉及关键技术多,难度大。通过多方案对比论证、全面数值优化仿真、关键技术冷热试试验验证等途径和方法对预燃室开展了关键技术研究和方案深化论证,主要技术指标满足设计要求,全面突破了宽工况下的高效稳定燃烧、身部可靠热防护和燃气温度均匀性控制等三项关键子技术,为后续工程研制奠定了坚实的技术基础。

摘要：新一代大推力氢氧发动机是重型运载火箭的基础,随着推力量级和结构参数的大幅提高,设计要求严,生产跨度大,需要开展系列技术攻关工作。本文梳理了国内外氢氧发动机的技术发展趋势以及推力室内壁材料的研究进展,基于大推力氢氧发动机内壁的结构特点与加工难点,提出了工艺及工装设计方案,通过切削试验研究,优化了加工参数,使产品满足了设计使用要求。该数控加工方案解决了大推力燃烧室内壁的制造瓶颈,为新一代运载火箭与氢氧发动机的研制提供了参考经验。