氧化亚氮自增压液体火箭动力系统设计与仿真

为了确定氧化亚氮双组元自增压液体推进系统的理想构型,并且为随后的部件级细化设计与火箭总体设计快速地提供准确的关键参数,以REFPROP模型为基础,使用Modelica语言搭建了动力系统与外弹道耦合的氧化亚氮液体火箭发动机系统模型库。通过公开发表文献中的实验与仿真数据对系统库中的N2O自增压贮箱模块进行验证,压力与质量结果的一致性良好。借助该系统模型库探究了两种典型的不同增压方式的N2O双组元液体火箭发动机在运行过程中的不同表现,结果显示共用N2O压力源的贮箱相比分开增压的贮箱,其压力和流量衰减更快,但是氧燃比变化更加稳定。针对一型用于飞行控制系统验证的小型液体探空火箭,计算了使用同一套供应系统时,不同燃烧室室压对火箭飞行情况的影响,结果表明在288 K的环境温度下,当室压提高至N2O贮箱压力的约82%以上时,火箭的有动力段飞行时间能够达到8 s,同时最大飞行高度大于5.0 km。

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本文档关键词:增压,仿真,液体,火箭,氧化亚氮