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“北航二号”固液混合火箭发动机探空火箭试验成功
新华
【期刊名称】《军民两用技术与产品》
【年(卷),期】2009(000)001
【摘要】由北京航空航天大学宇航学院设计研制的“北航二号”固液混合火箭发动机探空火箭飞行试验获得成功．这是我国首次成功发射和回收以固液混合火箭发动机为动力的探空火箭。
【总页数】0页(P7)
【作者】新华
【作者单位】无
【正文语种】中文
【中图分类】V436.2
【相关文献】
1.中国首次成功发射回收固液混合发动机的探空火箭 [J],
2.固液混合火箭发动机缩尺效应研究 [J], 余佳;田辉;蔡国飙
3.固液混合火箭发动机在武器与航天领域的应用 [J], 赵庆华;王莉莉;刘欣
4.国外固液混合火箭发动机关键技术研究进展 [J], 边金尧;徐松林;李玉龙
5.北京航空航天大学“北航二号”固液混合火箭发动机探空火箭飞行试验成功 [J],因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
液体火箭发动机喷管发汗冷却研究
金韶山;姜培学;孙纪国
【期刊名称】《航空动力学报》
【年(卷),期】2008(23)7
【摘要】采用SSTk-ω湍流模型对液体火箭发动机喷管发汗冷却进行了全场耦合计算,考虑了不同孔隙率、变物性、可压缩性、多孔介质热弥散效应、微尺度流动以及传质等因素的影响,比对再生冷却分析了不同注入率对壁面温度、冷却效率以及边界层厚度的影响;结果表明平均注入率的增大使平均壁温以更大的比例降低,采用发汗冷却的喷管喉部不再是最高温的部位.将CFD计算结果分别与实验以及一维气动公式计算结果进行了比较,证实计算结果可靠.
【总页数】7页(P1334-1340)
【关键词】发汗冷却;液体火箭发动机;拉瓦尔喷管;再生冷却;烧结多孔
【作者】金韶山;姜培学;孙纪国
【作者单位】清华大学热能工程系,热科学与动力工程教育部重点实验室,北京100084;北京航天动力研究所,北京100076
【正文语种】中文
【中图分类】V231.1
【相关文献】
1.层板发汗冷却在液体火箭发动机中的应用与发展综述 [J], 张峰;刘伟强
2.发汗冷却喷管在火箭发动机上的应用 [J], 张纯良;张振鹏;袁军娅;张本斌
3.液体火箭发动机层板式预燃室液氧发汗冷却热控制 [J], 刘伟强;陈启智;吴宝元
4.液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的数值模拟(Ⅱ)数值方法与计算结果[J], 姜培学;任泽霈;陈旭扬;张左匆
5.液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的数值模拟(Ⅰ)数理模型 [J], 姜培学;任泽霈;张左匆;陈旭扬
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中图分类号：V434文献综述火箭发动机发汗冷却技术Transpiration cooling technology in rocket motor学科专业:航空宇航推进理论与工程航天防热技术是保证航天器在上升段和再入段的外部加热环境下不至于发生过热和烧毁的一项关键技术，同时也是保证导弹在再入气动加热环境下正常工作和保证火箭发动机在严重的内部加热环境下正常工作的一项关键技术。
防热技术的目的是设计吸收或耗散气动加热，通过采用各种防热结构和材料实现。
随着航空航天技术的发展，对所需材料——尤其高温工作部件的材料的各种性能的要求越来越高，在航天领域有些材料的工作温度远远超过材料的熔点，火箭发动机内的燃气温度高达3000~4800 K，喷管出口处的燃气流马赫数最高可达6 Ma以上，这样的高温燃气将会产生巨大的热流并传向发动机燃烧室壁面和喷管壁面，若不采取有效的发动机热防护措施，将会造成发动机结构的破坏，要求其保持较好的气动外形以及重要性能指标仍然保持在一定的水平，常规的材料不能满足要求；为此除研制新型高温特殊材料外，从20世纪60年代初对材料采用相应冷却技术进行了研究，以提高材料的使用温度，从而增加推重比和推进效率，使推进系统和燃烧室承受更高的压力和温度，这就需要在所能接受的极限温度范围内采用更加可靠有效的冷却技术来保持材料的可靠性和完整性。
防热技术包括烧蚀防热、辐射防热、热沉防热、隔热、发汗冷却和主动冷却等多种防热方式。
如图1所示，左中右分别是辐射冷却、烧蚀冷却和再生冷却的原理图。
本文，我们主要介绍发汗冷却。
发汗冷却技术是将要在液体火箭发动机中得到了广泛应用的一种行之有效的热防护措施[1]。
图 1 辐射冷却、烧蚀冷却和再生冷却原理图1.基本原理当今航空航天飞行器的高速发展己经超过了耐温材料的发展速度，单纯依靠耐温材料学科的发展己经不能满足未来航空航天飞行器的设计需求，必须结合主动冷却技术来提供更高的热防护能力。
航天推进理论基础_西北工业大学中国大学mooc课后章节答案期末考试题库2023年1.整体式固体火箭冲压发动机的关键技术之一是一次燃烧的燃气流量调节技术。
参考答案:正确2.离子推力器和霍尔推力器都需要中和器完成羽流中和功能。
参考答案:正确3.钡钨阴极和六硼化铼阴极是目前主要的电推力器中和器类型。
参考答案:正确4.在火箭发动机热力计算中，热力学数据是指比热、焓、熵等参数随温度的变化。
参考答案:正确5.常用的免费开源的热力计算软件是CHEMKIN.参考答案:错误6.在喷管流动过程中，产物热能转换为动能，转换过程中能量守恒但总焓不守恒。
参考答案:正确7.有关火箭发动机的喷气速度，下列描述正确的有：参考答案:火箭发动机的喷气速度就是喷管出口截面上燃气的流速。
8.液体火箭发动机再生冷却的特点有：参考答案:推力室结构质量大_热损失小_再生冷却推力室增加了推进剂供应系统的负担_对周围热影响小、发动机工作时间可以很长9.下列传热过程属于推力室再生冷却传热过程某环节的有：参考答案:高温燃气与推力室热壁之间的对流和辐射传热_推力室冷却通道与冷却液间的对流换热_冷却套外壁面与环境大气间的对流辐射10.燃气发生剂一般具有燃烧温度低、成气量小但燃烧残渣大的特点。
参考答案:错误11.影响火箭发动机推力的因素有：参考答案:喷管的质量流率_喷管的膨胀状态_发动机的工作高度12.推进剂燃烧产物的温度越高、平均分子量越小，则发动机的喷气速度越大。
参考答案:正确13.再生冷却是在推力室热壁的内表面采取的一种对流式冷却。
参考答案:错误14.贮箱增压系统的功能是为了保证推进剂贮箱内的压强维持在一定的水平。
参考答案:正确15.推进剂利用系统的功能是自动的进行推进剂组元混合比的调节，保证推进剂组元同时消耗完或者最小的剩余。
参考答案:正确16.根据吹除气源压力的高低，吹除系统可分为强吹和弱吹两大类。
参考答案:正确17.在热力计算中，1Kg推进剂总焓的国际制单位是：参考答案:千焦耳/公斤18.火箭发动机燃烧室热力计算遵循的基本原理有：参考答案:能量守恒原理_化学平衡原理_质量守恒原理19.对固体火箭发动机，将一维非定常内弹道计算方程组转化为一维准定常计算方程组的假设条件之一是：参考答案:燃气密度（推进剂密度）_装药通道横截面积的增量（装药通道横截面积）_装药通道内的燃气流速（当地声速）20.火箭推进剂的假定化学式：是把1kg推进剂看成是由基本元素组成的化合物的分子式。
液体火箭发动机再生冷却槽黏塑性分析作者：杨进慧陈涛金平蔡国飙来源：《计算机辅助工程》2013年第03期摘要：采用Robinson黏塑性模型，利用渐近积分法结合大型有限元程序Marc完成液体火箭发动机再生冷却槽的热结构耦合分析.经验证，Robinson黏塑性模型能够很好地模拟内壁材料NARloy-Z高温时的拉伸特性，且在循环载荷下迟滞回环曲线与试验结果符合良好.冷却槽关键点应力分析明确阐释在不同工作阶段内外壁由于材料属性、工况不同导致的应力制约关系；残余应变分析清晰再现冷却槽“狗窝”失效模式及变形情况，同时为定量计算其损伤累积及剩余寿命提供坚实基础.关键词：再生冷却槽；黏塑性分析；热结构；失效中图分类号：V434.1文献标志码：B0引言液体火箭发动机推力室再生冷却槽两侧极大的温度梯度和压力梯度导致内壁在工作过程中产生很大的塑性变形，随着循环次数的增多，内壁逐渐变形减薄并向燃气侧凸起最后断裂，形成“狗窝”失效破坏[1-2]，准确分析上述热力循环载荷下内壁的结构失效过程是推力室失效模式分析及寿命预估的基础.美国Lewis研究中心设计开展了多种关于再生冷却推力室的试验，首次提出“狗窝”失效模式，试验结果表明，非弹性应变的累积是推力室内壁失效的主要原因[3]；考虑推到力室工作过程中的高温环境，美国格兰研究中心（GRC）应用有限元方法结合Robinson和Freed等黏塑性统一本构方程分析推力室内壁的非线性响应，结果表明采用黏塑性模型进行结构分析能够更精确地预估推力室寿命[4]；其中，Robinson模型能够很好地模拟在不同应力状态和高温下合金的回弹效应，即在硬化阶段后恢复到相应的软化状态，该效应对蠕变失效有至关重要的作用[5].本文采用Robinson黏塑性模型，利用渐近积分法结合大型有限元程序Marc对液体火箭发动机再生冷却槽进行热结构耦合分析，旨在模拟其在工作过程中的变形情况及失效模式，进行详细的温度场及结构场分析，为进一步的损伤计算及寿命预估提供数据基础.1数学物理模型本文采用NASA Lewis研究所试验机作为液体火箭发动机再生冷却槽结构分析的计算算例，对其进行热结构耦合分析.典型的液体火箭发动机推力室壁面结构模型见图1，其外壳材料为镍基合金，衬层材料为铜合金NARloy-Z.综上所述，Robinson黏塑性模型能够很好地描述冷却槽的失效模式及变形情况.3结论首先验证Robinson黏塑性模型在有限元分析应用的正确性，然后对液体火箭发动机再生冷却槽进行热结构耦合分析，结果表明：Robinson黏塑性模型能够很好地模拟NARloy-Z高温时的拉伸特性，且在循环载荷下迟滞回环曲线与试验结果符合良好；再生冷却槽Robinson黏塑性结构分析分别给出各关键点在发动机工作过程中的应力变化情况，明确阐释在不同工作阶段内外壁由于材料属性、工况不同导致的应力制约关系；Robinson黏塑性模型热结构耦合计算可以很好地描述再生冷却槽“狗窝”失效模式及变形情况，同时为定量计算其损伤累积及剩余寿命打下坚实基础.参考文献：[1]SUNG I K， ANDERSON W. Subscale-based rocket combustor life prediction methodology[R]. AIAA 2005-3570， 2005.[2]RICCIUS J R， HAIDN O J， ZAMETAEV E B. Influence of time dependent effects on the estimated life time of liquid rocket combustion chamber walls[R]. AIAA-2004-3670-893， 2004.[3]QUENTMEYER R J. Experimental fatigue life investigation of cylindrical thrust chambers[R]. AIAA-1977-893， 1977.[4]ARYA V K， ARNOLD S M. Viscoplastic analysis of an experimental cylindrical thrust chamber liner[J]. AIAA Journal， 1992， 30（3）： 781-789.[5]ROBINSON D N， ARNOLD S M. Effects of state recovery on creep buckling under variable loading[R]. N88-21527， 1988.[6]ARYA V K，KAUFMAN A. Finite element implementation of robinson’s unified viscoplastic model and its application to some uniaxial and multiaxial problems[R]. NASA TM-89891， 1987.[7]CHULYA A， WALKER K. A new uniformly valid asymptotic integration algorithm for elasto-plastic-creep and unified viscoplastic theories including continuum damage[R]. NASA TM-102344， 1989.[8]薛小香，陈火红，尹伟奇. Marc二次开发指南[M]. 北京：科学出版社， 2004： 384-409.[9]ESPOSITO J J， ZABORA R F. Thrust chamber life prediction volume I-Mechanical and physical properties of high performance rocket nozzle materials[R]. NASA CR-134806， 1975.[10]FREED A D， WALKE K P， VERRILLI M J. Extending the theory of creep to viscoplasticity[J]. Journal of Pressure Vessel Technology， 1994（116）： 67-75.[11]POROWSKI J S， O'DONNELL W J， BADLANI M L， et al. A simplified design procedure for life prediction of rocket thrust chambers[C]//AIAA， SAE， and ASME， 18th Joint Propulsion Conference . Cleveland， United States： AIAA， 1982.[12]杨进慧，陈涛，金平，等. 液体火箭发动机再生冷却槽寿命预估[J]. 航空动力学报，2012， 27（4）： 907-912.YANG Jinhui， CHEN Tao， JIN Ping， et al. Life prediction of cooling passage for reusable liquid rocket engine[J]. Journal of Aerospace Power， 2012， 27（4）： 907-912.（编辑武晓英）。
液体火箭发动机液膜冷却研究综述
周红玲;杨成虎;刘犇
【期刊名称】《载人航天》
【年(卷),期】2012(018)004
【摘要】液膜冷却对降低燃烧室和喷注器头部温度有显著作用,而且通道结构比较简单,因此在载人航天液体推进系统用姿轨控发动机中得到了广泛应用。
液膜冷却的传热过程主要包括对流传热和沸腾传热两种形式,传质过程主要包括液膜的蒸发和中心主气流对液膜的携带。
对液膜冷却过程的研究工作进行了综述,讨论了液膜冷却的异常升温现象和发生机理。
【总页数】6页(P8-13)
【作者】周红玲;杨成虎;刘犇
【作者单位】国防科学技术大学航天与材料工程学院,长沙410073 上海空间推进研究所,上海200233;上海空间推进研究所,上海200233;上海空间推进研究所,上海200233
【正文语种】中文
【中图分类】V434.14
【相关文献】
1.液体火箭发动机燃烧室液膜冷却数值研究 [J], 张宏伟;陶文铨;何雅玲;丰镇平
2.小推力液体火箭发动机沉降型液膜冷却液膜长度研究 [J], 兖立文;许坤梅;王慧洁
3.基于有限元方法的液体火箭发动机主动冷却技术研究 [J], 安国琛;李仁俊;臧月进;
李凌黎
4.液体火箭发动机液膜冷却研究综述 [J], 唐亮; 李平; 周立新
5.俄罗斯氧化剂液膜冷却液体火箭发动机在喷气公司进行了热试车 [J], 张兴波因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
课程设计说明书院（系）名称：宇航学院***名：***学号：********专业名称：飞行器动力工程（航天）***师：***2016.1.22课程设计任务书一、课程设计题目：设计实验用液体火箭发动机推力室二、课程设计题目的原始数据及设计技术要求推力：500N燃料：气氧+75%酒精余氧系数：α=0.8燃烧室压力：2MPa出口压力：0.1MPa三、课程设计任务：1进行热力计算、推力室结构参数计算：确定圆柱形燃烧室直径、长度，喉部直径，喷管收敛段、扩张段长度，喷管出口直径。
2进行喷嘴设计、推力室水冷却计算。
3 详细设计并绘制推力室部件总图。
4 零件设计：5 撰写设计说明书。
四、课程设计日期：自2015年12月14日至2016年1月22日学生：李东来指导教师：张黎辉班级：121516 教研室主任：目录1.设计参数 (1)2.推力室参数计算结果 (1)3.推力室结构参数计算 (1)4.推力室头部设计 (3)4.1 燃料喷嘴设计 (3)4.2 氧化剂喷嘴： (3)5.推力室身部设计 (4)5.1 推力室圆筒段冷却计算 (4)5.1.1 燃气的气动参数 (4)5.1.2 计算燃气与内壁面的对流换热密度 (4)5.1.3 计算燃气与内壁面的辐射热流密度 (5)5.1.4 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (6)5.1.5 确定冷却通道参数 (6)5.1.6 计算内壁面和外壁面温度 (6)5.2 推力室喉部冷却计算 (7)5.2.1 燃气的气动参数 (7)5.2.2 计算燃气与内壁面的对流换热密度 (7)5.2.3 计算燃气与内壁面的辐射热流密度 (8)5.2.4 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (8)5.2.5 确定冷却通道参数 (9)5.2.6 计算内壁面和外壁面温度 (9)6.推力室强度校核 (10)6.1推力室圆筒段强度校核 (10)6.2喷管强度校核 (10)7.点火器设计 (11)8.螺栓强度校核 (12)9.整体结构分析 (12)9.1头部结构 (12)9.2喷注器 (13)9.3点火器 (13)9.4推力室 (13)9.6密封结构 (13)10.感悟 (14)参考文献 (15)1.设计参数推力：F tc=500N推进剂：气氧+75%酒精余氧系数：α=0.8燃烧室压力：p c=2MPa出口压力：p e=1atm2.推力室参数计算结果化学当量混合比r m0=1.485，实际混合比r mc=1.188，地面理论比冲I stctℎ= 2317.87m/s，特征速度c∗=1649.35m/s，扩张比εe=3.635。
西北工业大学硕士学位论文再生冷却式液体火箭发动机推力室设计CAD技姓名：***申请学位级别：硕士专业：航空宇航推进理论与工程指导教师：***20050301两北工业大学硕士学位论文第一章系统组成图２．２软件文件系统２．２系统工作流程根据实际工程研发的基本流程和习惯，本软件确定了与之相适应的工作流程，即：”开始一个工程一＞确定目标一＞部件设计一＞经过多次改进、修改设计甚至修改目标参数一＞最终达到一个可行的设计目标”一一这样一个设计流程。
具体而言可以分为以下流程步骤：（１）首先进入本软件系统，ｊｆ始一个新的设计工程；（２）再进入软件的环境参数设置和总体技战术要求设置模块，确定设计环境和总体技战术目标；（３）根据总体目标的要求，确定各个部件的主要技术参数，作为部件设计的基本出发点，然后进入相应的设计模块，进行相应部件的设计：（４）部件设计完成后，要及时检验设计是否满足部件的技术参数要求，如果不满足则要重新进行设计，或者改变原技术要求，即回到步骤（３）；（５）如果部件设计已经满足要求，则需要根据各个部件之间的基本接口进行连接件和其他附属部件的设计：（６）部件设计全面完成后，要进行发动机系统的总体性能的分析计算，如果满足要求则以文件或报表的形式输出设汁结果；如果不满足总体技术要求，则整个流程需要回到（２），重新进行设计，并依次重复（３）～（６）的各西北Ｔ业大学硕士学位论文第二章系统组成提供了一个统一、明晰的环境，便于用户管理和开展设计工作。
图２．４系统环境参数设置界面２．３．２总体技术参数设定液体火箭发动机推力室的设计，受到工程大系统需求、任务参数以及飞行器总体设计的强烈影响。
这就首先需要总体部门给定发动机总体的技战术性能要求、应用范围、边界条件以及其他特殊要求等，包括：ｌ、代号及用途２、有效载荷３、速度增量要求４、几何尺寸界限５、加速度要求、６、推进剂选择７、工作高度８、设计推力９、设计比冲ｌＯ、燃烧室压强１Ｉ、混合比１２、工作时捌等等。
三维数值模拟再生冷却喷管的换热
李军伟;刘宇
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2005(26)2
【摘要】为了解液体火箭发动机喷管再生冷却的换热特点, 采用数值模拟的方法, 对内喷管燃气、壁面和冷却液建立不同的三维控制方程, 进行流动和传热的耦合计算。
在计算中, 假定喷管流动为冻结流动, 考虑燃气向壁面的对流换热和辐射换热; 采用二阶迎风格式离散控制方程, 采用DO模型离散求解辐射换热方程, 水蒸气的吸收系数根据Leckner公式计算。
计算模型采用缩比热试车发动机, 数值计算结果与实验结果吻合较好, 较准确地模拟出了喷管的壁面热流密度, 得到了喷管燃气和冷却液的流场和温度场, 对高压再生冷却喷管的设计具有指导意义。
【总页数】5页(P111-115)
【关键词】液体推进剂火箭发动机;喷管;再生冷却;温度分布
【作者】李军伟;刘宇
【作者单位】北京航空航天大学宇航学院
【正文语种】中文
【中图分类】V434.14
【相关文献】
1.矩肋强化换热通道中三维湍流流动与换热特性的数值模拟 [J], 苑中显
2.拉瓦尔喷管流固耦合换热数值模拟 [J], 龚红兰;李凌
3.膨胀循环推力室再生冷却换热的数值模拟 [J], 韩非;刘宇
4.二维塞式喷管再生冷却换热的数值模拟 [J], 李军伟;刘宇;覃粒子
5.微喷管内流动和换热的数值模拟与分析 [J], 王沫然;陈泽敬;李志信
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
一种计算再生冷却推力室温度场的方法
李军伟;刘宇
【期刊名称】《航空动力学报》
【年(卷),期】2004(19)4
【摘要】为了能够快速而准确地得到再生冷却推力室的温度分布,建立了一种计算再生冷却推力室温度场的方法。
首先建立了轴对称推力室的一维冷却模型,并使用
换热经验公式,得到了推力室壁面在轴线方向上的温度分布;其次建立了推力室的冷
却套二维导热模型,使用数值模拟的方法和一维计算的结果,得到了冷却套的温度场。
然后使用这种方法研究了气壁材料、气壁厚度和冷却液流量对推力室再生冷却的影响,获得了比较满意的结果。
从计算时间和准确性来说,这种方法能够为推力室的优
化设计和性能估算提供参考。
【总页数】7页(P550-556)
【关键词】航空、航天推进系统;液体推进剂火箭发动机;推力室;再生冷却;温度场;
计算方法
【作者】李军伟;刘宇
【作者单位】北京航空航天大学宇航学院
【正文语种】中文
【中图分类】V434.14
【相关文献】
1.挤压式低室压推力室再生冷却问题 [J], 徐辉;林庆国;汪允武;张中光
2.再生冷却氢氧推力室传热计算方法研究与优化 [J], 巩岩博; 刘忠恕; 郑大勇; 王维彬
3.液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的数值模拟(Ⅱ)数值方法与计算结果[J], 姜培学;任泽霈;陈旭扬;张左匆
4.液体推进剂火箭发动机推力室再生冷却通道三维流动与传热数值计算 [J], 吴峰;王秋旺;罗来勤;孙纪国
5.冷却剂不同流动方式对膨胀循环推力室再生冷却换热的影响 [J], 韩非;刘宇
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液体火箭发动机液膜冷却研究综述液体火箭发动机是航天器、卫星等空间载体的重要动力系统之一，其发动机的工作效率和寿命受到发动机冷却系统的限制。
液膜冷却技术是液体火箭发动机领域的一种重要技术，它能够有效地降低液体火箭发动机工作温度，提高发动机的效率和寿命。
本文将从液膜冷却技术的基本原理、研究现状和存在的问题等方面综述液体火箭发动机液膜冷却研究的进展和发展方向。
1.液膜冷却技术的基本原理液膜冷却技术是指在发动机的燃烧室内表面形成一层液体膜，通过液体膜中流过的燃气将燃烧产物带走，以达到冷却燃烧室的目的。
它主要包括两种类型：传统液膜冷却和膜液膜冷却。
传统液膜冷却技术利用液体的表面张力，形成一层液膜来保护燃烧室的金属材料。
在燃气作用力的作用下，液体膜中的液体将自动流动，从而带走燃烧室中的燃烧产物，以达到冷却的效果。
膜液膜冷却技术则是利用微细的膜状结构，将液体分散成微小薄膜涂于燃烧室表面上，使液体的表面张力更为稳定，形成一个较为稳定的液膜状态。
此种技术需要涂层的渗透效果较好才能保证稳定状态。
在膜液膜冷却技术中，液体膜的厚度由流通量和燃气环境等因素共同决定。
2.液膜冷却技术的研究现状液膜冷却技术在空间探索中的应用具有重要的意义。
现阶段，国内外的相关研究主要集中在液膜冷却涉及的流体力学计算、实验研究和工程应用三个方面。
2.1 流体力学计算流体力学计算是研究液膜冷却技术的重要手段之一。
当前主要采用CFD模拟流场，将模型进行虚拟实验，模拟液体在流动中的传热传质过程，以探究不同参数下液膜的形成和变化规律，如液膜厚度、燃气速度、液膜热效应等。
2.2 实验研究为了验证流体力学计算的准确性，实验研究也是不可或缺的。
在实验研究中，需要考虑燃料类型、壁面材料、实验参数等多种因素对燃烧室的影响。
近年来，国内外液膜冷却研究重视对液膜膜层的制备、渗透、扩散性能进行实验研究，如采用电化学技术制备具有较高自膨胀性能金属涂层、研究液膜表面纳米孔成形性能等。
重复使用火箭发动机推力室疲劳寿命研究进展
张凭;李斌;高玉闪;霍世慧;王振
【期刊名称】《火箭推进》
【年(卷),期】2024(50)1
【摘要】再生冷却推力室内壁的热-机械疲劳失效严重影响重复使用液体火箭发动机的可靠性和使用寿命,疲劳分析在内壁损伤机理研究、寿命预测和结构优化设计中具有重要作用。
简要回顾了推力室再生冷却结构热-机械疲劳分析方法的发展历程,重点围绕材料本构关系、热-力响应计算和疲劳寿命模型,对比梳理已有方法,讨论其特点及应用。
基于研究进展与工程需求,从全服役周期瞬态载荷环境、材料本构关系、热-机械损伤模型及验证、基体与涂/镀层耦合失效分析和基于有限数据的工程方法等方面给出了进一步研究的方向和建议。
【总页数】17页(P12-27)
【作者】张凭;李斌;高玉闪;霍世慧;王振
【作者单位】西安航天动力研究所航天液体动力全国重点实验室;航天推进技术研究院
【正文语种】中文
【中图分类】V434.3
【相关文献】
1.液体火箭发动机推力室喉部结构热疲劳寿命预估研究
2.陶瓷基复合材料火箭发动机推力室研究进展
3.可重复使用液体火箭发动机设计参数对推力室身部棘轮应变
的影响4.双组元液体火箭发动机推力室材料研究进展5.再生冷却推力室热机疲劳寿命预测研究
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“北航2号”固液火箭发动机总体设计李君海,朱浩,田辉,俞南嘉,蔡国飙（北京航空航天大学宇航学院，北京，100191）摘要：介绍了固液火箭发动机原理和“北航2号”固液火箭发动机的设计流程，进行了总体参数设计、分系统方案选择及关键部件详细设计，最终完成发动机的总体设计。
发动机进行了一系列地面试验，试验中获得的发动机性能参数证明发动机满足探空火箭总体提出的技术要求。
2008年12月5日，“北航2号”在中国酒泉卫星发射中心进行了飞行试验，取得了圆满成功，成为中国首枚采用固液火箭发动机技术的探空火箭，验证了固液火箭发动机新技术的安全性、可行性及经济性，为固液火箭发动机的进一步发展垫定了基础。
关键词：探空火箭、固液火箭发动机、总体设计、飞行试验；1 引 言目前，国际上航天技术强国都开展了对固液火箭发动机技术的研究，一方面由于商业竞争的日趋激烈，低成本火箭的发展显得格外的重要；另一方面，1986年1月28日“挑战者”号和1986年4月18日“大力神”III 运载火箭的固体助推器出现故障引起爆炸，这也引起了NASA的注意，试图用固液推进剂来代替单一的固体推进剂，从而固液火箭发动机的研究成为一个热点方向。
值得一提的是2004年，美国Scaled复合材料公司进行的亚轨道商业飞行计划中，采用以固液火箭发动机为动力装置的“太空船一号”（Space Ship One）飞船成功的把三个人送到100公里高的亚轨道上。
这是完全由私人企业进行的载人太空飞行计划，它很好的利用固液火箭发动机安全性与经济性好的优点，赢得了“安萨里X大奖”（这项大奖为激励商业性太空旅行而设，奖金高达1000万美元），也为固液火箭发动机技术的发展增强了信心。
国内对固液火箭发动机的研究始于50年代末，首先由中国科学院大连化学物理研究所开展，60年代末转到航天部四院继续研制，由于种种原因于70年代末停止了研究。
近几年来，充分考虑到固液火箭发动机的优点及发动机技术的发展趋势，这方面研究又重新开展起来。
第 28 卷 第 1 期2022年 2月载 人 航 天Manned SpaceflightVol.28 No.1Feb. 2022液氧甲烷变推力火箭发动机再生冷却特性研究孙 郡2,宋 杰W ,李清廉E ,崔 朋2，陈兰伟J 2(1.国防科技大学空天科学学院，长沙410073；2.国防科技大学高超声速冲压发动机技术重点实验室，长沙410073)摘要：为研究液氧甲烷发动机再生冷却亚临界甲烷传热特性及变工况，尤其是低工况条件对再 生冷却通道传热特性的影响，基于实验获得了微小通道低温工质相变传热模型，针对5000 N级、推力变比10：1的液氧甲烷膨胀循环变推力发动机方案，开展了亚临界甲烷再生冷却通道 设计和传热特性分析。
计算结果表明：亚临界条件下，甲烷干度在0~0. 6之间为强化传热阶 段,0.6~1之间为传热恶化阶段;在30%~100%工况范围内，设计的冷却方案满足推力室热防 护需求；当室压为0. 45 MPa 时，由于低工况下甲烷流量减少导致冷却能力下降，燃气侧最高壁 温达到877 K ,略高于材料极限壁温。
关键词：液氧甲烷发动机；亚临界；再生冷却；传热特性中图分类号：V434. 14 文献标识码:A 文章编号：1674-5825 (2022) 01-0022-08Analysis of Heat Transfer Characteristics of Regenerative Coolingof Liquid Oxygen Methane Thrust Rocket EngineSUN Jun 1，2, SONG Jie 1，2, LI Qinglian 1，2* , CUI Peng 1，2, CHEN Lanwei 1，2收稿日期：2021-06-08；修回日期：2021-12-06基金项目:载人航天领域预先研究项目(050302)第一作者：孙郡，女，硕士研究生,研究方向为火箭及其组合推进技术。
矿产资源开发利用方案编写内容要求及审查大纲
矿产资源开发利用方案编写内容要求及《矿产资源开发利用方案》审查大纲一、概述
㈠矿区位置、隶属关系和企业性质。
如为改扩建矿山, 应说明矿山现状、
特点及存在的主要问题。
㈡编制依据
(1简述项目前期工作进展情况及与有关方面对项目的意向性协议情况。
(2 列出开发利用方案编制所依据的主要基础性资料的名称。
如经储量管理部门认定的矿区地质勘探报告、选矿试验报告、加工利用试验报告、工程地质初评资料、矿区水文资料和供水资料等。
对改、扩建矿山应有生产实际资料, 如矿山总平面现状图、矿床开拓系统图、采场现状图和主要采选设备清单等。
二、矿产品需求现状和预测
㈠该矿产在国内需求情况和市场供应情况
1、矿产品现状及加工利用趋向。
2、国内近、远期的需求量及主要销向预测。
㈡产品价格分析
1、国内矿产品价格现状。
2、矿产品价格稳定性及变化趋势。
三、矿产资源概况
㈠矿区总体概况
1、矿区总体规划情况。
2、矿区矿产资源概况。
3、该设计与矿区总体开发的关系。
㈡该设计项目的资源概况
1、矿床地质及构造特征。
2、矿床开采技术条件及水文地质条件。
液体火箭发动机再生冷却-(北航宇航学院火箭发动机热防护作业)液体火箭发动机再生冷却文献综述报告（火箭发动机热防护作业）一、再生冷却简史[1]再生冷却的概念最先苏联人齐奥尔科夫斯基提出来。
齐奥尔科夫斯基的学生格卢什科为液体火箭发动机作了大量的理论与实验研究，并于1930—1931年研制了苏联第一台液体火箭发动机OPM-1，采用四氧化二氮和甲苯，以及液氧煤油推进。
采用再生冷却系统。
二、再生冷却的一般涵义[2]再生冷却是在液体火箭发动机上通用的一种冷却方法。
它利用推进剂中的一种组分或者可能是两种组分，在喷入燃烧室之前先通过推力室上的通道进行冷却。
再生冷却的优点是：没有性能损失（被冷却剂吸收的热能返回到喷注器），壁的型面基本上不随时间变化，其持续工作时间没有限制，而且结构较轻。
其缺点是：对绝大部分冷却剂使节流受到限制，对一些冷却剂（如肼）降低了可靠性，在高热流下需要高的压降，推力量级，混合比或喷管面积比可能受到最大容许冷却剂温度的限制。
三、再生冷却的计算模型1、总论再生冷却推力室的传热可以通过隔着多层隔层的二股运动着的流体间的传热来描述。
如图1所示。
由燃气通过包括金属室壁在内的隔层到冷却液的一般稳态传热关系式可以用下式表示：图 1 冷却系统的温()()gc aw wg wg wc k h T T q T T t ⎛⎫-==- ⎪⎝⎭(1) ()()h T T h T T aw wg wc co gc c-=- (2) ()()h T T H T T aw wg aw co gc -=- (3) 111H t h k h gc c=++ (4) 式中 q ----热流，()2Btu in s ggc h ----燃气侧总热导率，()2Btu in s F o g g ，没有沉积物时，gc g h h = c h ------冷却剂侧传热系数，()2Btuin s F o g g k ------室壁的热导率，()2Btuin s F o g g t ------室壁厚度 inaw T -----燃气绝热壁温，R o wg T -----燃气侧壁温，R owc T ----冷却剂侧壁温，R oco T -----冷却剂体积温度，R o H -----总传热系数，()2Btu in s F o g g冷却剂从冷却通道进入到离开，其体积温度增高，它是所吸收热量和冷却剂流量的函数。
为保持室壁温度低于可能发生熔化或应力破坏的温度，使这些参数达到适当的平衡，是设计再生冷却推力室的主要要求之一。
通常用于推力室的金属材料，如不锈钢、镍、铜-银-锆合金（NARLOY-Z ）和镍基超耐热合金，其燃气侧壁温限制在900—1800F o 的范围内。
燃气温度和壁温之间的差值在2500--6000F o 的范围内。
假设在推力室内的一个位置上，燃气温度为aw T ，冷却剂体积温度为co T ，可以看到，通过所有各层的热流量q 必须是一样的，它是温度和总传热系统H 的函数。
H 值是各个边界层和室金属壁的各个系数的组合（公式4）。
H 越小，q 也越小。
使系数gc h 低些，而使传热系数c h 和热导率k t 相对于gc h 高些，是主要的设计目标之一。
由于温差与热流所通过路径上的传热系数成反比，所以燃气和室内壁之间的温降罪陡。
其效果类似电路中沿电阻器的电压降。
用作再生冷却的推进剂吸收热量后温度会升高，因此，它在喷入燃烧室以前能量也升高了，但是这对于发动机总的性能影响很小，其增量通常小于1%。
另一方面，在生冷去办随着压力损失，因而要求增加泵的功率或提高气体挤压压力，这些都对总性能不利。
2、燃气侧传热[2]在推力室冷却系统设计中一个重要的步骤是分析由燃气向壁面的传热（燃气侧传热）。
推力室向壁面传递的热量由两部分构成，对流热流和辐射热流：c r q q q ∑=+ （5）其中q ∑------燃气传给推力室壁面的总热流 （2KCal m h g ）c q -------对流热流 （2KCal m hg ） r q -------辐射热流 （2KCalm h g ）A 、 对流传热： 在液体火箭发动机推力室中，由于燃气的流速大，总要形成紊流附面层。
所以推力室中的对流换热属于紊流换热过程。
但运动的紊流性并不扩散到全部附面层，在紧贴壁面处总存在一个层流底层。
显然，燃气与壁面的对流换热将有两个过程组成：在附面层的紊流部分，热量基本上是靠带有热能的物质粒子的对流来传递；而在层流底层，热量的传递只靠热传导。
由于附面层及其内的温度分布的计算十分复杂，在计算当中一般可采用以下公式求热流：()c g gs wg q h T T =-g 2KCal m h g （6）gs T ----燃气的绝热滞止温度（K ）。
在燃烧室中，由于燃气的流速较小，可以认为gsg T T =（燃气本身温度）；在喷管中gs T 应该用下面的有效温度e T 来代替： 2(1)2e gs p W T T r A gC =-- （7）其中：r -----温度恢复系数，在液体火箭发动机中，r =0.89--0.91wg T ---与燃气接触的壁面温度（K ）g h -----燃气与室壁间对流换热系数（2KCal m h K g g ），它是气动力、燃气的成分、物理性质和化学反应等的函数，很难靠理论计算确定。
这里引入两个实验公式，均可用于对实验工况进行计算：通过巴尔兹半经验公式[2]（该公式考虑了沿附面层横向气流物性参数的变化、推力室几何形状等因素对换热的影响）的到g h 。
巴尔兹半经验公式由如下形式：0.80.10.90.20.20.60.026p cs t t g t r cs C g p D A h D p C R A μσ*⎡⎤⎛⎫⎛⎫⎛⎫⎛⎫=⎢⎥ ⎪ ⎪ ⎪ ⎪ ⎪'⎝⎭⎝⎭⎝⎭⎢⎥⎝⎭⎣⎦g （8）其中： t D -----喷管临界截面直径 （m ）t A A-----临界截面面积与任意截面面积之比 R '------喷管喉部外轮廓的曲率半径（m ），如下确定（见图2）：2122211122t tt t bR D D D D c a D D D D c a '=--+--⎛⎫⎛⎫-- ⎪ ⎪⎝⎭⎝⎭ （9）μ----燃气的粘度 2Kg sm g p C ---定压比热 KCal Kg Kg cs p ----燃烧室在喷管进口处的总压 2KgmC *-----特征速度 m sσ------考虑了附面层燃气性能变化的修正系数g ------重力加速度 2m s注：脚标“CS ”表示参数是对应于燃烧室滞止温度cs T 下的。
修正系数主要考虑了边界层中燃气性质的变化，它可以根据燃气温度、计算截面处的气壁温度和马赫数等由下式进行计算：0.680.122211111112222wg gs T k k M M T σ=⎡⎤--⎛⎫⎛⎫+++⎢⎥ ⎪ ⎪⎝⎭⎝⎭⎢⎥⎣⎦（10）B 、 辐射换热：(1)基本原理燃烧室中水蒸气（H 2O ）的辐射与吸收能力最强，其辐射与吸收能力与固体物质的区别在于：1. 固体辐射与吸收能量是在从波长λ=0到λ=∞的全波长范围，而气体只在一定的波长区间吸收与辐射能量，被称为气体辐射的选择性。
2. 大部分固体对于热射线是不透明的，因此其辐射与吸收都发生在其表面层，然而气体的辐射与吸收则发生在其占据的空间，并且其能力与占据该空间的气体分子数目相关，在给定温度下，气体分子数目与其分压（P ）及其特征长度（l ）成比例，平均特征长度由气体占据的容积和形状决定。
(2)简略的计算方法发动机高温高压的工作条件决定推力室中辐射换热很强烈，虽然塞锥段温度比推力室温度低，但是辐射换热也很强烈，可以采用相同的公式计算两处的辐射换热。
在这次试验的塞式喷管发动机中，由于使用的推进剂是液氧和液氢，因而燃烧产物中主要辐射气体是水蒸气（H 2O ），其它燃烧产物的辐射与H 2O 比较起来小到可以忽略不计。
计算H 2O 对发动机室壁的单位辐射热流，使用以下经验公式：⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎣⎡⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛-⎪⎭⎫ ⎝⎛=336.08.0100100*5.322wga a O H OH T T l p q (KCa l/m 2*h ) (11) t t R D l 8.19.0== (m) (12) OH O H x p p 22*2= (Kgf/cm 2) (13)x H2O --------水蒸气的摩尔百分含量这些公式可以用来对燃烧室与喷管及塞锥段的辐射放热量作实验性的评估，但在压力过高或者温度高于2500K 时不甚严格。
(3)严格的计算方法为了简便起见，认为气体辐射计算基本服从Stefan-Boltzmen 原理，即占据一单位体积的气体的辐射与吸收能力与其绝对温度的4次方成比例[4]。
表达式：4400******100100wga a r CT T CT T T T q C A C εεε⎛⎫⎛⎫=- ⎪ ⎪⎝⎭⎝⎭ (14)Ta ，Twga -----------相应截面燃气温度以及气侧壁温（K ）CT ε -------------壁面的有效黑度T ε -------------燃烧产物的有效黑度T A ------------在壁温Twga 下燃气的吸收能力0C -------------理想黑体的辐射系数，其值为：4.9KCal/m 2*h*K 4 或者5.67W/m 2*K 4公式的第一部分用来计算燃气对壁面的辐射，第二部分用来计算壁面对燃气的辐射，二者之差就是总的辐射放热量。
公式(14) 用来计算有较高壁温Twga 的发动机中的辐射放热量，比如在应用有特种陶瓷或者其他耐热涂层的发动机；在没有耐热涂层而直接采用锆铜或不锈钢冷却的壁面发动机中，Twga 相对较低，此时壁面对燃气的辐射很小，可以忽略不计，公式(14)的后一部分忽略，转化为： 40***100a r CT T T q C εε⎛⎫= ⎪⎝⎭(15) 因为 r q 沿喷管长度方向往往有一个急剧降低的现象，图(2-6)是一个典型的r q 沿燃烧室长度方向的分布图。
图2-6 热流密度沿燃烧室长度方向变化对试验用发动机的燃烧室全长，认为单位辐射热流恒定，且等于按燃烧室末端气体参数所计算出的r q 值。
计算气体到发动机室喷管壁的单位辐射热流时，则认为：1、在喷管的亚临界部分到直径d r ≈1.2d t 处的单位辐射热流是恒定的，且等于燃烧室末端的单位热流q r ；2、在喷管临界截面处q ≈0.5q r ；3、在截面d r ≈1.5d t 的喷管超临界部分q ≈0.1q r ，而在d r ≈2.5d t 的截面处q ≈0.02q r下面给出计算T ε、CT ε、T A 的方法：1. 计算燃烧产物的有效黑度T ε：主要是由水蒸气的黑度决定的2T H O εε=（16）2H O ε是参数（P 、 l ）与温度及燃烧室中压力的函数，考虑到这些因素，可以通过下式来计算：()22221*0,11H O H O k P H O H O εε+=-- （17）()220,,H O H O f T P l ε⎡⎤=⎣⎦是当水蒸气分压为0，总压为一个大气压时水蒸气的黑度。
