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轨姿控液体火箭发动机水击仿真模拟张峥岳;康乃全【摘要】Taking the liquid rocket engine of orbit and attitude control system as the study object, an emulator was established with AMESim according to the modular modeling idea. The simulation computation of water hammer pressure in the pipeline while the engine system was working was per- formed. The results show that the running of orbit control engine is a major factor creating high water hammer. The compared result of theoretical calculation and test data indicate that the simulation mod- els can give reasonable descriptions for generative process of water hammer. The measure to reduce the amount of water hammer is introduced.%以轨姿控液体火箭发动机为研究对象，根据模块化思想，利用AMESim建立了仿真平台，仿真计算了发动机系统工作中管路的水击压力。
结果表明：轨控发动机的工作是引起大水击的主要因素。
通过与理论计算和试验数据的对比表明，仿真模型较好地描述了管路水击的生成过程。
介绍了减小系统水击量的措施。
【期刊名称】《火箭推进》【年(卷),期】2012(038)003【总页数】5页(P12-16)【关键词】轨姿控液体火箭发动机;水击;仿真;AMESim【作者】张峥岳;康乃全【作者单位】北京航天动力研究所,北京100076;北京航天动力研究所,北京100076【正文语种】中文【中图分类】V434-340 引言轨姿控液体火箭发动机已广泛应用于空间飞行器之中，其主要作用是轨道控制、姿态控制、航天器的对接和交会等。
液态火箭发动机燃烧特性的数值模拟及实验验证液态火箭发动机是当今最常用的火箭发动机之一，它通过将液态燃料与液态氧化剂混合燃烧，产生高温高压气体推动火箭。
由于其构造简单、推力大、比冲高等优势，液态火箭发动机在航天、导弹等领域得到广泛应用。
然而，液态火箭发动机内部燃烧过程的复杂性使得其设计和优化变得困难。
数值模拟和实验验证是研究液态火箭发动机燃烧特性的主要手段。
一、数值模拟数值模拟是研究液态火箭发动机燃烧特性的重要方法之一，它通过建立数学模型模拟燃烧过程，得到燃烧过程的详细信息。
数值模拟可以帮助精确地描述燃烧室内的温度、压力、速度、物质分布等参数，并预测燃烧室内的流场状况、燃烧反应过程、喷嘴出口速度等重要性能指标。
模拟液态火箭发动机的燃烧过程是一项非常复杂的任务，需要细致地考虑燃烧室内的化学反应、火焰传播、热传输等多个物理过程。
计算流体力学（CFD）是数值模拟的重要工具之一，它基于质量守恒、动量守恒和能量守恒等基本方程，模拟流体在连续介质中的运动和相互作用。
在液态火箭发动机的数值模拟中，CFD可以用来描述燃烧室内的流动和燃烧过程。
为了模拟液态火箭发动机的燃烧过程，需要使用高性能计算机和有效的数值模拟软件。
其中，常用的数值模拟软件包括OpenFOAM、ANSYS Fluent、STAR-CCM+等。
这些软件具有强大的求解能力和广泛的应用性，在航天、机械等领域得到了广泛应用。
二、实验验证与数值模拟相比，实验验证是验证数值模拟结果的必要手段。
通过实验可以得到液态火箭发动机内部燃烧过程中的温度、压力、速度等参数，以及火焰传播、燃烧效率等重要性能指标。
实验可以验证数值模拟的准确性和可靠性，并提供燃烧反应机理和实际燃烧室的参数数据。
为了开展液态火箭发动机的实验验证，需要建立实验平台。
实验平台包括试验室、测试仪器和测试装置。
试验室应满足安全、稳定、控制能力强的要求，测试仪器应具有高灵敏度、高分辨率、高精度等特点，测试装置要能够模拟实际燃烧环境。
液体火箭发动机工作过程数值仿真
吕鹏翾
【期刊名称】《火箭推进》
【年(卷),期】2004(030)005
【摘要】建立了液体火箭发动机工作过程数学模型并进行了数值仿真计算.以开式循环发动机为原型样机,建立了工作过程数学模型,开发了数值仿真软件.通过与试车实际数据对比分析,仿真结果与实际试车数据基本吻合.还仿真了发动机起动过程中可能出现的故障模式,给出了明确结论.
【总页数】8页(P10-17)
【作者】吕鹏翾
【作者单位】陕西动力机械设计研究所,陕西,西安,710100
【正文语种】中文
【中图分类】V434
【相关文献】
1.小推力液体火箭发动机燃烧与传热数值仿真研究 [J], 林庆国;周进
2.液体火箭发动机自引射工作过程传热研究 [J], 张忠利;周立新;张蒙正
3.液体火箭发动机推力室热力参数的数值仿真 [J], 赵光辉;余志刚;张永敬
4.液体火箭发动机实验台液路系统工作过程仿真 [J], 高芳;陈阳;张振鹏;陈峰
5.液体火箭发动机试验台贮箱增压系统数值仿真 [J], 陈阳;张振鹏;瞿骞;朱子环因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
固体火箭发动机液体喷射熄火过程中喷射液体的射流速度和液滴运动与蒸发标题：喷射液体的射流速度、液滴运动与蒸发在固体火箭发动机液体喷射熄火过程中的研究摘要：固体火箭发动机液体喷射熄火过程中，液体喷射性能是火箭发动机安全和有效运作的重要因素之一。
由于存在恒定温度和压力环境下的复杂热物理过程，喷射液体的射流速度、液滴运动与蒸发等需要被研究。
本文主要是利用数值模拟的方法，研究喷射液体的射流速度、液滴运动与蒸发等在固体火箭发动机液体喷射熄火过程中的影响。
首先，建立了喷流模型，模拟喷射液体的射流速度和液滴运动。
然后，对包含蒸发的模型进行改进，讨论喷流模型的内外层温度和压力条件等，以及蒸发现象的相关物理和化学原理。
最后，根据研究的结果，给出了固体火箭发动机液体喷射熄火过程中的优化设计建议。
关键词：固体火箭发动机液体喷射熄火；喷射液体射流速度；液滴运动；蒸发一般情况下，固体火箭发动机液体喷射熄火过程中的喷射性能可以有效地改善发动机的安全性和可靠性。
喷射液体的射流速度、液滴运动与蒸发等是影响发动机整体性能的关键因素。
因此，对喷射液体的射流速度、液滴运动与蒸发等进行相应的研究和分析是重要的。
针对喷射液体的射流速度、液滴运动与蒸发等，已有较多的数值模型。
利用数值模拟的方法可以帮助研究者准确地研究和分析固体火箭发动机液体喷射熄火过程中的过程特征和影响因素。
从而及时发现问题，针对不同情况选择合适的参数及时控制过程。
此外，还可以利用数值模型分析液滴在发动机内部的运动轨迹，进一步研究发动机内部各个部件之间的温度分布情况，以保证发动机的可靠性和安全性。
此外，利用数值模拟的方法还可以研究蒸发对喷射液体的射流速度和液滴运动的影响，有助于优化喷射系统的设计，避免喷射系统的过小或过大所带来的问题。
例如，通过分析液滴在蒸发过程中的变化，可以精确调整喷射系统的相关参数，从而有效地改善发动机的整体性能。
总之，对于固体火箭发动机液体喷射熄火过程中的喷射液体射流速度、液滴运动与蒸发等进行研究和分析，利用数值模拟的方法是非常有效的。
液体火箭发动机实时故障仿真系统实现摘要本文提出了一种用于实现液体火箭发动机实时故障仿真的方法。
首先，通过建立可视化的液体火箭发动机模型，使用流体力学表达式来描述液体火箭发动机的工作原理，并利用物理学模型为发动机解决对应的热力学问题。
然后，根据这些模型，使用软件技术来开发实时故障仿真系统，并将其应用于液体火箭发动机测试、设计和控制等方面。
最后，从一个实例出发，检验系统的构建过程和性能，也为液体火箭发动机的更多应用提供了重要的参考。
关键词：液体火箭发动机，流体力学，热力学，实时故障仿真，可视化模型，软件技术。
正文1.引言在航天技术发展中，液体火箭发动机以其高效率、稳定性高、功率充足等优点受到了广泛关注。
但是，发动机故障决定了发射成败，而实时故障仿真在火箭发动机测试、设计和控制等方面，都具有重要的意义。
因此，如何构建一个实时故障仿真系统，可以有效的实现液体火箭发动机的实时监测，是迫在眉睫的问题。
2.实现原理（1）可视化模型的建立：由于影响发动机的参数是复杂的，为了更好的分析和控制，采用可视化的方式进行建模。
首先，建立一个液体火箭发动机三维模型，并使用基本流体力学表达式来描述发动机的结构与特性。
（2）热力学模型的建立：此外，可以基于热力学理论来构建发动机的热力特性模型，比如反应特性、温度特性等。
（3）软件技术的开发：基于这些模型，采用软件技术，开发出实时故障仿真系统，实现发动机的实时检测和控制。
3.实验结果为了验证该实时故障仿真系统的有效性，我们进行了一项实验，即以一种实际使用的液体火箭发动机为例，利用实时故障仿真系统进行飞行试验，并以此来检验系统的精确性与可靠性。
实验结果表明，该实时故障仿真系统能够较好的识别发动机的各种状态，并能够及时作出相应的反应。
4.结论本文提出了液体火箭发动机实时故障仿真系统的一种实现方法，利用可视化的模型和软件技术，实现了相应的实时监测和控制。
仿真实验证实，该系统能够可靠的运行，为液体火箭发动机的更多应用提供了重要参考。
液态火箭发动机燃烧效率优化的数值模拟研究随着中国航天事业的不断发展，人类探索宇宙的步伐也在不断加速。
液体火箭发动机作为推动载体的核心部件，其燃烧效率是影响发动机性能的重要因素。
因此，优化火箭发动机的燃烧效率，提高发动机的推力和运载能力具有重要的现实意义。
在此背景下，本文提出了液态火箭发动机燃烧效率优化的数值模拟研究，以期为航天领域的技术发展提供一定的理论支持。
一、液态火箭发动机的燃烧效率优化液态火箭发动机燃烧效率的优化涉及多个方面，包括燃烧室设计、燃料喷注方式和燃料氧化剂比等因素。
其中，燃烧室设计是影响燃烧效率的关键因素。
燃烧室的设计应能够在燃烧时充分混合燃料和氧化剂，并保证充分的燃料燃烧，减少未燃的燃料残留。
在实际应用中，针对不同的燃烧室设计，可以通过优化喷注方式和氧化剂比等手段来提高燃烧效率。
例如，采用高速喷射或雾化喷射的方式可以使燃料和氧化剂更加充分混合，提高燃烧效率；调整氧化剂比可以使燃烧室内的温度和燃烧速率得到优化，提高燃烧效率。
二、数值模拟在液态火箭发动机燃烧效率优化中的应用数值模拟是液态火箭发动机燃烧效率优化研究中的重要手段。
通过数值模拟，可以模拟燃料和氧化剂在燃烧室中的混合过程、燃烧过程等物理过程，预测燃烧效率，从而优化液体火箭发动机的燃烧效率。
1. 数值模拟方法目前，液态火箭发动机燃烧效率优化的数值模拟主要采用计算流体力学（CFD）方法。
CFD方法基于对流体运动方程和能量守恒方程的求解，可以模拟流体运动和能量转移过程，预测流场的运动和变化规律。
2. 模拟过程数值模拟涉及多个过程，包括网格生成、模型建立、数值计算和后处理等。
其中，网格生成是模拟的重要基础，网格的精度和分辨率决定了数值模拟结果的可靠性。
模型建立包括燃烧室和燃料喷注系统的建立，需要考虑燃料喷注方式、燃烧室结构和氧化剂比等因素。
数值计算是模拟的核心，需要对燃料和氧化剂的流动和燃烧过程进行求解，得到燃烧室内的压力、温度变化、燃烧产物分布等信息。
液氧-烃液体火箭发动机燃烧模型及计算机模拟抽象：本文主要讨论了烃液体火箭发动机燃烧模型的研究和计算机模拟的应用。
关键词：燃烧模型，烃液体火箭发动机，计算机模拟正文：本文首先简要介绍了烃液体火箭发动机燃烧模型的相关研究，包括燃烧模型的建模、参数化、优化等内容。
然后，介绍了利用计算机模拟技术对烃液体火箭发动机燃烧过程进行数字模拟的方法。
最后，介绍了本文所涉及的实例，并对模拟过程中遇到的一些问题和挑战进行了论述。
本文还给出了对烃液体火箭发动机的燃烧模型的发展方向及相关改进措施的建议，以期促进其行业内的应用。
本文的研究所涉及的计算机模拟应用可以帮助了解烃液体火箭发动机燃烧模型的性能，并提供有价值的洞见和信息。
计算机模拟技术可以帮助分析和调整烃液体火箭发动机的燃烧模型，改善其性能和可靠性。
通过分析不同环境下燃烧模型的工作行为，也可以在设计阶段使用此技术来帮助保证发动机的安全性和可靠性。
以及，计算机模拟可以帮助设计者更好地理解发动机的物理过程，探索发动机的最优设计方案，提高发动机的效率和性能。
此外，计算机模拟还可以帮助开发新型发动机，优化既有发动机性能，从而推动火箭发动机技术的发展。
为了更好地有效地应用计算机模拟，可以通过建立更完善的火箭发动机模型来减少误差。
利用多种数据，如测量值、试验参数和物理参数等，可以将发动机系统建模成更详细的mathematical model，从而更精确地模拟火箭发动机的工作行为。
同时，可以使用更可靠的校正技术以更好地模拟火箭发动机所涉及的复杂热力学和流体动力学过程，并使用多种数值模拟方法，如有限体积法和有限元法等，来改进模拟的准确性和可靠性。
另外，开发新型发动机时，可以将非线性计算机模拟技术应用于新型发动机的研究中，以更好地理解发动机的机理，优化设计，提高发动机的可靠性和安全性。
另外，可以使用更先进的模拟工具，如计算流体动力学(CFD)和热流体动力学(TFD)等，来获得更准确的发动机性能数据，帮助开发者更好地诊断和调整发动机。
文章编号:100621630(2008)0320053205液体火箭发动机关机水击的数值模拟林景松1,王平阳1,高 红1,杨 勇2,张中光2(1.上海交通大学机械与动力工程学院,上海200240;2.上海空间推进研究所,上海200233) 摘 要:基于特征线法对某液体火箭发动机小尺寸推进剂供应管路的关机水击进行了数值模拟。
研究了发动机关机后推进剂管路的压力瞬变特性,并验证了数值模拟的正确性,同时通过实例计算分析测压支管直径和长度改变时测压支管端部压力与阀门处压力的关系。
结果表明:测压支管的存在使实测点与管路内压力瞬变特性可能有较大差异,是造成测量数据不能正确反映管路内真实压力的原因。
关键词:液体火箭发动机;推进剂供应管路;特征线法;水击;压力测量中图分类号:V434 文献标识码:ANumer ical Simulat ion of Wa ter H a mmer in Shutting L iquid Rocket EngineL IN Jing 2song 1,WAN G Ping 2yang 1,G AO Hong 1,YAN G Y ong 2,ZHAN G Zhong 2guang 2(1.School of Mec hanical Engineering ,Sha nghai Jiaoto ng Univer sit y ,Shanghai 200240,China ;2.Sha nghai Institute of Space Propul sion ,Sha nghai 200233,China )Abstract :The numerical simulation was carried out based o n the met hod of characteristic to study the water hammer in small size f eeding pipes of propellant for some liquid rocket engine when t he e ngine was shut down in this pape r.The fl uid t ransient s of the pipe s af ter e ngine shut down were analyzed.The co rrectness of the simulation was approved by t he comparison of calc ulation data with e xperime nt data.The pre ssure tra nsients diffe rence between two loca tions that were on the e nd of t he pr essure measuring pipe and in f ro nt of the closing valve when the diameter a nd length of t he pre ssure mea suring pipe wer e cha nge d were discussed through numerical calculation.The r esults showed t hat the possible lar ge diffe rence of t he p ressure tra nsients between measuring point and inner pipe caused by measuring pipe woul d be t he main r ea son t hat t he measuring date could not present t he real pressur e in the pipe.Keyw or ds:Liquid rocket engine ;Propella nt line s ;Method of characteristic ;W a ter ha mme r ;Pressure mea sure 2ment 收稿日期6226;修回日期225 作者简介林景松(—),男,硕士生,主要研究方向为传热与流动的数值模拟。
0 引言航天技术的发展要求液体火箭发动机尽可能降低成本、提高可靠性。
国内外多年的飞行经验表明,开、关机水击现象是造成液体推进剂泄漏,进而使其推力降低甚至完全丧失、降低发动机可靠性的主要原因[1]。
目前,理论求解水击的常用方法有分析法(包括能量法)、图解法和特征线法三种。
随着计算机技术的发展,特征线法以其考虑因素全面、意义明确、适于计算机编程等特点而逐渐成为数值求解的主要方法。
近年来,对液体推进剂输送系统的水击现象进行了大量研究,但相对充填水击而言,对关机水击的研究较少[2、3]。
文献[4]用龙格2库塔法求解动力学方程,获得了发动机关机时水击产生的最高压力;文献[5]用有限差分特征线法研究了发动机系统关机水击产生的压力和流量瞬变特性。
某液体火箭发动机推进剂供应系统,因管路尺寸较小、分段较多、阀门响应时间短等原因,使管路系统内的水击压力波发生复杂的反射和干涉导致水击压力出现高频振荡,剧烈的压力瞬变使管路内局部压力降低至流体汽化压力而形成汽穴。
本文在特征线法的基础上,对该推进剂供应系统建立一维流动数学模型,用F 流动模拟软件进行关机35 2008年第3期上 海 航 天AEROSPAC E SHAN GHAI:200120:2007020:1978lowmast er水击数值模拟。
1 数学模型液体火箭发动机推进剂输送管路总长度较短,但构成复杂,管路系统中有直管、弯管,以及异径管和三通、五通等分支管,在同一系统中的管道材料、壁厚、直径可有不同,故水击波的传播速度沿管道而变,这造成了复杂的水击波反射和叠加。
实际推进剂供应管路如图1所示,推进剂从恒定压力的储囊压入管道,阀门控制流量。
因实验需要引出一路测压支管,其中位置○P为测压点。
图1 推进剂供应管路Fig.1 Pr opellant feed line 火箭发动机设计中常用能量法评估系统水击。
能量法根据流体动能与势能相互转换求解推进剂管路水击,阻尼系数由集中参数法拟合,能一定程度反映水击波的衰减。
但本文的发动机系统工作压力高、管道直径小、阀门关闭时间短、管路系统连接部件多、波速沿管路变化大,用能量法求解的结果与实验不符。
因此,采用更适于数值计算的特征线法对发动机系统水击建模。
根据文献[6、7]建立水击一维不稳定流动的运动方程和连续方程分别为g 5h5x+5v5t+λ2Dv|v|=0;(1) 5h5t+a2g5v5x=0.(2)式中:h为水头,表示压力;x为距离;t为时间;v为流速;g为重力加速度;λ为Darcy Wei sbach摩擦系数;D为管道直径;a为管道压力波波速,且a=K/ρ1+[(K/E)(D/δ)].(3)此处:E为管道材料弹性模量;K为流体体积弹性模量;δ为管道壁厚;ρ为流体密度。
水击运动方程和连续方程是一阶拟线性偏微分方程,用特征线法转换为常微分方程,可得沿两条特征线的常微分方程组a)沿C+特征线d hd t+agd vd t+aλv|v|2gD=0,d xd t=+c;(4) b)沿C-特征线d hd t-agd vd t-aλv|v|2gD=0,d xd t=- c.(5)式中:c为特征值。
对式(4)、(5),分别令d h=h p i-h i-1,d v=v p i-v i-1和d h=h i+1-h pi,d v=v i+1-v pi,差分离散化可得沿C+、C-特征线的单一管路瞬时压力计算式分别为(h p i-h i-1)+ag(v p i-v i-1)+λΔx2gD v i-1|v i-1|=0;(6)(h p i-h i+1)-ag(v p i-v i+1)-λΔx2gD v i+1|v i+1|=0.(7)式中:Δx为距离步长,且Δt=Δx/c;下标i-1、i+1分别表示第i-1和i+1个节点;下标p i表示节点i在下一个时间步长时的变量。
此处:Δt为时间步长。
当管道包括端点N+1个分点的v,h的初值已知时,用式(6)、(7)可求得网格内部结点的h p i,v pi,管道两端的h p,v p则需由式(6)、(7)及管道两端的边界条件确定。
管道两端的基本边界条件如下。
a)上游压力h p1恒定为h0。
b)管道封闭端流量为零,有v≡0。
c)下游阀门v p(N+1)=v maxh1τth p(N+1)。
此处:τt 为阀门相对开度随时间变化;v max为全开为恒定流时阀门处最大流速;h1为此时阀门两端压力差。
分析管道内剧烈的压力瞬变造成的液柱分离,设液体中无空气释放,当管道中某个计算截面的压力低于液体汽化压力时,液体汽化形成蒸汽穴;截面保持恒定的蒸汽压力,截面积为A。
当空穴存在时,令Q in,Q out分别为Δt内的平均流入和流出截面的流量,则空穴体积由∑(Q out-Q in)给定(求和自汽穴开始出现后进行)。
空穴消失时,由两液柱接触形成的压头增加量Δ=(Q Q)()4 5上 海 航 天A EROSPACE SHAN GHA I2008年第3期 :Ha2gA i n-o ut.82 水击数值模拟与验证用Flowma ste仿真软件对实际推进剂供应系统的管道、阀门、三通、异径管等各部件建模。
在相应的模块计算中,由软件数据库调用管道、弯管、异径管等常规部件的流动阻力,下游处的电磁阀和五通连接管的过流特性数据则用计算流体动力学(CFD)获得,再拟合入对应模块。
取物性参数: 20℃时推进剂的粘度μ=0.419×10-3Pa s,ρ= 1445kg/m3,饱和压力p s=0.102MPa,K= 1.33GPa,不同材料管道杨氏弹性模量分别为E1= 70GPa,E2=115GPa。
不同管段的a根据管道直径和壁厚由式(3)给出,计算条件为:储囊出口处恒定压力p=6M Pa,稳态工作时推进剂体积流量Q= 1.8×10-4m3/s,阀门全开至全关时间T=0.3m s。
因管路分段多,取瞬态计算的Δt=0.001m s,使时间步长满足瞬态Courant稳定性条件Δt/Δx≤1/a。
不同时间测压点和阀门处水击压力的计算结果分别如图2、3所示。
发动机性能实验在热试车实验台进行。
发动机关机、电磁阀开始动作时,用高速压力传感器采集测图2 测压点处压力的计算值和实测值Fig.2 Exper iment a nd numer ical da ta o f pr essur e tr ansi ents图3 关闭阀处的压力计算值F3 N f ff 压点位置的压力。
