题目：液体火箭发动机试验台气路系统通用模块化建模与仿真研究

数值仿真技术作为试验与理论之外的第三种研究手段，可以缩短液体火箭推进系统的研制周期，降低试验费用，并为试验提供指导性建议。相关的研究从20世纪中叶至今，已经积累了大量的研究成果并已形成了为数众多的通用数值建模与仿真平台，美、欧、中、俄、日、印等世界上航天发展相对充分的国家和地区都已经开发出相应的通用软件，许多国家的软件已经实现了商业化运作，这些情况表明，液体推进系统通用数值建模与仿真平台的建立以及对液体推进系统静、动态特性的数值研究已经成为现有推进系统方案改进和新型推进系统研制的基础之一。本文在总结国内外相关研究成果的基础上，以我国两种型号的低温液体火箭发动机试验台管路系统为切入点，系统地研究了能够描述含有不同结构和功能组件、能够描述不同流体流动和传热现象的数值体系的构建方法。 针对现有流体系统一维动力学模型缺乏一个统一的理论推导过程和一个能够涵盖众多模型的基本方程组的现象，从适用于连续介质控制体的欧拉（Euler）型积分形式的流动守恒方程出发，经过合理的模化推导得到了可压缩变截面管流准一维瞬变流动积分形式和微分形式的守恒方程，通过保留能量方程中的变体积项考虑了由于控制体体积的改变所输出的膨胀功。通过对守恒方程在空间交错网格上的有限体积离散建立了一种计算准一维可压缩变截面管流瞬变流场的有限体积模型，该模型可考虑变体积、变物性、轴向热传导、重力场影响。作为流场建模思想的自然延伸，在流场仿真的体系内发展了传热计算的部分，通过对圆柱坐标系下轴对称管道壁面划分的二维有限体积网格，建立了一种计算管壁瞬变传热的有限体积模型，可处理对流换热和辐射换热两种边界情况，可处理具有包覆层或真空夹层结构的变物性管壁传热。流场和温度场模型的组合运用即为所发展的可仿真准一维可压缩流管内瞬变流动的有限体积模型，在深化和阐明了有限元状态变量模型体系的理论基础的同时，拓宽了其对瞬变流动的适用范围。 提出了一种计算阀芯节流的双模型方案，为解决传统的喷孔模型在高压强量级、小压差以及小流量、小压差情况下的失效导致的阀芯处流量失真现象提供了一条有效的改进方向。结合阀芯节流模型，从所发展流体瞬变管内流动的有限体积模型出发推导出试验台气路系统常见元件（管道、容腔与分支、阀门、减压器、调节阀、贮箱等）的流场和壁面温度场模型。在此基础上，以模块化建模与仿真为指导思想，最终构建了一个具有逻辑自洽性的统一的流动/传热仿真体系。 针对试验台系统温度范围宽、压强跨度大的特点，实现了流体和管壁材料热物理性质随温度和压强变化的变物性计算。 阐明了系统模块化建模与仿真过程的五个步骤，并基于FORTRAN90语言解决了涉及到的关键技术，提出了一种统一的可处理双向流动的接口规范，建立了包含四种模型的管壁传热模型库，建立了屏幕监测输出机制，采用Visual C++6.0编制了可视化用户界面，最终开发出液体火箭发动机试验台气路系统模块化建模与仿真软件，当前版本号为1.5.0。 对我国现有的某型号低温液体火箭发动机试验台液氧、液氢贮箱增压系统在发动机点火阶段的动态工作过程进行了仿真，研究了系统的动态特性以及本文提出的各种模型的仿真效果，与试验数据的对比表明，软件具有较好的可靠性和通用性。 针对我国新型号低温液体火箭发动机试验台系统在试车中出现的三个液氢贮箱液位下降速度严重不一致的现象开展了数值研究，仿真结果表明，能够导致液位下降速度严重不一致的因素有两个：三个贮箱所在支路局部损失系数数值的比例、贮箱气枕与壁面初始温差数值的比例。