液体火箭发动机再生冷却槽黏塑性分析
液态火箭发动机可靠性分析与优化研究
液态火箭发动机可靠性分析与优化研究作为航天领域中最基础、最关键的技术之一，火箭发动机一直是众多国家和企业探索研究的重点。
液态火箭发动机作为一种重要的航天推进体系，其可靠性一直是科学家和工程师们关注的焦点。
本文将对液态火箭发动机可靠性进行分析，并提出优化措施。
液态火箭发动机可靠性分析液态火箭发动机是指使用液态燃料和液氧进行推进的火箭发动机。
整个液态火箭发动机由两部分组成，即燃烧室和喷嘴。
燃烧室利用高温高压气体产生推进力，而喷嘴则将高温高压气体引出发动机，产生推力。
液态火箭发动机可靠性是指该发动机在规定的使用寿命内，在各种复杂作业环境下能否持续、稳定地提供所需的推力，并且不受任何异常故障影响。
而实现液态火箭发动机的高可靠性需要充分考虑以下因素：1. 材料选择。
发动机材料的选择必须具有高强度、高温、高压、耐腐蚀、耐热冲等特点。
2. 制造工艺要求。
发动机需要采用高精度、高质量的制造工艺，以保证各个零部件的精度和完整性。
3. 测试验证。
发动机在制造、组装完成后需要进行全面的测试验证，以确保发动机的各项指标、参数能够达到设计要求和安全规定。
4. 维护保养。
发动机在使用中需要进行定期维护保养，及时清除零部件的表面积垢和污染物，以保证性能不受损坏。
液态火箭发动机的易损部件主要包括液氧泵、液氢泵、燃烧室、喷嘴等部件。
在使用过程中，由于高温高压气体的冲击和腐蚀，易损部件的寿命和可靠性往往会出现问题。
因此，可以采取以下措施来提高液态火箭发动机的可靠性。
液态火箭发动机可靠性优化措施1. 优化液体火箭发动机的设计。
在设计阶段，必须充分考虑到各种因素的影响，确保发动机的结构和零部件能够在各种环境下长期稳定工作。
2. 采用先进的制造技术。
通过采用现代化的制造流程，如数控机床、3D打印等，可以保证零部件的精度和完整性。
3. 严格的测试验证。
在验收前必须进行严格的测试验证，以确保发动机能够安全、稳定的工作，并且各项性能指标均能达到设计要求。
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 冷却系统的温度分布简图()()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 sgc h ----燃气侧总热导率，()2Btu in s F ，没有沉积物时，gc g h h = c h ------冷却剂侧传热系数，()2Btuin s F k ------室壁的热导率，()2Btuin s F t ------室壁厚度 inaw T -----燃气绝热壁温，R wg T -----燃气侧壁温，R wc T ----冷却剂侧壁温，Rco T -----冷却剂体积温度，RH -----总传热系数，()2Btu in s F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。
液体火箭发动机液膜冷却研究综述
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。
面向液体火箭发动机再生冷却的微小通道相变传热过程
再生冷却系统设计
热交换器设计
热交换器是再生冷却系统 的核心部件，其设计需要 考虑传热效率、冷却剂流 量、通道结构等因素。
微小通道设计
微小通道是热交换器的关 键部件，其设计需要考虑 通道尺寸、形状、材料等 因素。
冷却剂选择
冷却剂的选择需要考虑其 传热性能、物理性质、化 学性质等因素。
再生冷却性能分析
相变传热在液体火箭发动机再生冷却中的应用前景
相变传热具有高效、稳定和可持续的特点，为液体火箭发动机再生冷却技术的发展提供 了新的方向。
研究现状与发展
国内外研究现状
介绍国内外在液体火箭发动机再 生冷却技术、微小通道传热技术 以及相变传热技术方面的研究现 状和成果。
技术发展趋势
阐述液体火箭发动机再生冷却技 术的发展趋势，以及微小通道相 变传热技术在航天工程领域的应 用前景。
05
微小通道内相变传热性能优化
微小通道结构优化
通道形状优化
01
采用具有高热导率和强化传热表面的通道形状，如矩形、三角
形、半圆形等。
通道尺寸优化
02
根据传热需求和加工能力，合理选择通道尺寸，以提高传热效
率。
通道结构改进
03
采用多通道结构、交错通道结构等，以增加传热面积和减小热
阻。
相变材料改性研究
材料选择
选用具有高热容、高导热系数和适宜相变温度的相变材料，如石 蜡、脂肪酸等。
材料改性
通过添加纳米增强剂、表面活性剂等，改善相变材料的热物理性 质和润湿性。
材料复合
将不同相变材料进行复合，以实现宽温域、高潜热和优良导热性 能。
强化相变传热技术
表面强化
采用表面涂层、表面微结构化等技术，提高相变材料的表面能，促 进液滴在表面的铺展和汽化。
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-(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。
三维数值模拟再生冷却喷管的换热
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
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火箭行业火箭发动机研发方案
火箭行业火箭发动机研发方案第1章研究背景与意义 (3)1.1 火箭发动机发展概述 (3)1.2 研究目的与意义 (3)第2章火箭发动机类型及选型依据 (4)2.1 火箭发动机类型介绍 (4)2.2 火箭发动机选型依据 (4)2.3 选型结果分析 (5)第3章研发团队与资源配置 (5)3.1 研发团队组织结构 (5)3.1.1 项目管理层 (5)3.1.2 技术研发层 (5)3.1.3 支持部门 (5)3.2 人力资源配置 (5)3.2.1 人员数量 (5)3.2.2 人员素质 (6)3.3 设备与经费预算 (6)3.3.1 设备预算 (6)3.3.2 经费预算 (6)第4章火箭发动机研发关键技术及难点分析 (6)4.1 火箭发动机关键技术 (6)4.1.1 燃烧稳定性技术 (6)4.1.2 推力矢量控制技术 (7)4.1.3 高温材料技术 (7)4.1.4 高效冷却技术 (7)4.1.5 燃料与氧化剂选择及储存技术 (7)4.2 技术难点分析 (7)4.2.1 燃烧稳定性控制 (7)4.2.2 推力矢量控制精度 (7)4.2.3 高温材料研发与应用 (7)4.2.4 冷却技术的优化 (7)4.2.5 燃料与氧化剂储存技术 (7)4.3 解决方案探讨 (8)4.3.1 燃烧稳定性技术 (8)4.3.2 推力矢量控制技术 (8)4.3.3 高温材料技术 (8)4.3.4 高效冷却技术 (8)4.3.5 燃料与氧化剂储存技术 (8)第5章燃料与氧化剂的选择与优化 (8)5.1 燃料与氧化剂种类及特性 (8)5.1.1 燃料种类及特性 (8)5.1.2 氧化剂种类及特性 (8)5.2.1 燃烧功能 (8)5.2.2 热力学功能 (9)5.2.3 储存和运输功能 (9)5.2.4 成本和可获得性 (9)5.3 燃料与氧化剂组合方案 (9)5.3.1 液氢/液氧组合 (9)5.3.2 煤油/液氧组合 (9)5.3.3 液态甲烷/液氧组合 (9)5.3.4 过氧化氢/煤油组合 (9)5.3.5 硝酸/煤油组合 (9)第6章火箭发动机设计与仿真 (9)6.1 设计理论与方法 (10)6.2 参数设计与优化 (10)6.3 仿真分析与验证 (10)第7章火箭发动机制造与装配 (10)7.1 制造工艺与材料 (10)7.1.1 制造工艺 (10)7.1.2 材料选择 (11)7.2 装配精度与质量控制 (11)7.2.1 装配精度 (11)7.2.2 质量控制 (11)7.3 制造与装配过程中的问题及解决方案 (11)7.3.1 制造过程中的问题及解决方案 (11)7.3.2 装配过程中的问题及解决方案 (12)第8章火箭发动机试验与测试 (12)8.1 试验目的与要求 (12)8.1.1 试验目的 (12)8.1.2 试验要求 (12)8.2 测试设备与方案 (12)8.2.1 测试设备 (12)8.2.2 测试方案 (12)8.3 数据处理与分析 (13)8.3.1 数据处理 (13)8.3.2 数据分析 (13)第9章火箭发动机功能评估与优化 (13)9.1 功能指标体系 (13)9.1.1 推力功能指标 (13)9.1.2 燃烧效率指标 (13)9.1.3 结构与可靠性指标 (13)9.1.4 可维护性指标 (14)9.1.5 环境适应性指标 (14)9.2 评估方法与流程 (14)9.2.1 评估方法 (14)9.3 功能优化方案 (14)9.3.1 推力功能优化 (14)9.3.2 燃烧效率优化 (14)9.3.3 结构与可靠性优化 (15)9.3.4 可维护性优化 (15)9.3.5 环境适应性优化 (15)第10章研发成果转化与市场推广 (15)10.1 研发成果总结 (15)10.2 技术转化与产业化 (15)10.2.1 技术转化 (15)10.2.2 产业化 (15)10.3 市场分析与推广策略 (16)10.3.1 市场分析 (16)10.3.2 推广策略 (16)第1章研究背景与意义1.1 火箭发动机发展概述火箭发动机作为航天飞行器推进系统的核心部分，其技术水平直接关系到火箭功能和航天任务的成败。
重复使用火箭发动机推力室疲劳寿命研究进展
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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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：B
0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：
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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）。