蓝箭航天液氧甲烷发动机研制进展

探讨了国内外商业航天运载火箭及其发动机的发展情况,研究比较了液氧甲烷、液氧煤油和液氧液氢等推进剂组合,提出液氧甲烷是商业航天、未来可重复使用液体火箭发动机的发展方向和最佳选择。分析了液体火箭发动机推力选择的原则,确定了蓝箭航天液氧甲烷发动机的推力为80 t和8 t。比较了燃气发生器循环、补燃循环及膨胀循环等动力循环方式,选择了燃气发生器循环的技术方案。介绍了蓝箭航天两型液氧甲烷发动机的总体方案、性能指标、技术创新点、用途和研制情况。     

烃类推进剂航天动力技术进展与展望未来

为研究烃类推进剂航天动力技术在中国的后续发展和未来应用方向,对比分析煤油、甲烷和丙烷等典型烃类推进剂的物理化学性质和应用特性,简要介绍烃类推进剂航天动力在一次性运载火箭、可重复使用运载器、高性能上面级推进、无毒空间推进和吸气式推进领域的发展动态及应用状况。当前国内外航天动力系统的发展和应用情况表明,以液氧煤油发动机和液氧甲烷发动机为代表的烃类推进剂航天动力将引领未来高性能低成本航天推进系统的发展趋势,依照中国液氧/烃火箭发动机的研制进展和技术水平,以其为核心的新型动力体系在中国未来的天地往返、载人登月和深空探测等多任务适应性方面具有良好应用前景。     

基于创新型QC小组活动的新型高效液氧甲烷喷注器研制

为了满足液氧甲烷喷注器不同工况下燃烧效率的研制需求,小组成员以高效喷注燃烧技术为突破口,通过头脑风暴法确定了5种喷注器方案,通过成本、性能及变工况适应性等各方面对比,以及仿真研究手段,对比了流场特性和燃烧特性,优选出了两种方案;最后通过缩比冷态和热态试验确定了最佳方案。在研制过程中,小组成员运用5W1H原则制定实施对策,并充分采用QC方法,攻克了可变推力工作的液氧甲烷喷注器关键技术,成功研制出了新型高效液氧甲烷喷注器,实现了新型高效液氧甲烷喷注器的研制目标值。     

变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述

为总结变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的研究成果和梳理未来的发展方向，本文综述了该领域的研究进展。首先介绍了针栓喷注器的基本概念和研究意义，然后从设计原理、工程研制、雾化特性和燃烧特性等方面介绍了针栓喷注器的研究历史和现状，最后展望了针栓喷注器的发展趋势及需要研究的一些科学问题。分析表明，液液针栓喷注器、气液针栓喷注器的雾化特性和燃烧特性都还需持续开展研究。雾化特性中特别需要关注的是雾化角、混合特性和下漏率，还要探索针栓喷注器在反压下的雾化特性。燃烧特性中需要深入研究温度分布、火焰结构和燃烧稳定性。     

国外液氧/甲烷发动机的最新进展

<正>液氧/甲烷火箭发动机具有推进剂资源丰富、可重复使用、成本低、无毒无污染、使用维护方便、综合性能好等优点,世界各国一直未曾停止过关于液氧/甲烷发动机的研究,美国、俄罗斯和欧洲围绕液氧/甲烷发动机开展了许多研究工作。近年来,国外已经出现多个以液氧/甲烷发动机(包括太空探索技术公司的"猛禽"发动机、蓝色起源公司的BE-4发动机以及俄罗斯的RD-0162发动机等)为动力的火箭设计方案,这些设计方案大都具有重复使用特征。     

液氧／甲烷气液喷注器试验研究

介绍了液氧／甲烷气液喷注器热试验情况,试验燃烧室压力7．1～7．4MPa,混合比3．5～3．9。研究了不同的喷嘴结构参数对燃烧性能和流量特性的影响。获得了燃烧效率、流量系数、振动、点火性能以及积炭特性等重要参数。     

液氧/甲烷液体火箭发动机燃烧研究最新进展

近来,俄罗斯和欧洲正在联合进行一个名为“VOLGA“的研究计划.其主要目标是用于可重复使用运载火箭或大型助推器的液氧/甲烷发动机的概念研究.SNECMA的主要工作是研究预燃室/燃气发生器的可重复使用技术,在液氧/液氢“火神“燃气发生器研制过程中,获得了很多低温推进剂的燃烧经验,但液氧/甲烷富燃燃烧带来了许多新的问题:如喷注性能、燃烧效率、稳定性、积碳形成等.为了解决上述问题,目前正在进行实验和理论两方面的研究.ONERA的马斯喀特(Ma scotte)试验装置就被改造用于研究甲烷的燃烧.最初的研究完成了对低混合比和压力范围在0.1MPa到6.0MPa下的液甲烷和气甲烷同轴喷注技术的评估.各项研究在继续进行,以求对液氧/甲烷低温燃烧问题进行完整的描述和理解.除了上述研究外,还在进行计算流体力学数值模拟工具的更新工作,但是只有一些非常特殊的工况点才需要进行修改工作,这是因为过去的火箭发动机燃烧研究工作已经对液氧/液氢低温燃烧特性有了深入的理解,有很多研究成果可用于液氧/甲烷燃烧研究.目前的主要问题集中在甲烷的高频燃烧稳定性和燃烧化学效应方面.在一个称为INCA的新的燃烧研究计划框架内将对这些问题进行研究.     

美国商业航天公司液氧甲烷发动机研制进展

<正>早在20世纪60年代,液氧甲烷发动机的概念就已提出,但在当时并没有得到航天大国的重视,苏联和美国的研究重点分别放在液氧煤油发动机和液氧液氢发动机上,在液氧甲烷发动机方面仅进行了一些技术研究。近年来,可重复使用运载器动力的需求提出后,液氧甲烷发动机因具有无毒环保、高比冲、易于重复使用等综合优势,能够较好地满足低成本火箭发射需求,因而受到各商业航天公司的青睐,在其推动下,液氧甲烷发动机技术突飞猛进,一批成熟度各异有代表性的型号脱颖而出。     

液氧煤油补燃发动机喷注器高频燃烧不稳定性的试验研究

针对液氧煤油高压补燃循环发动机高频燃烧不稳定性这一突出问题,建立了喷注单元的低压高频燃烧不稳定性模拟试验系统,使用气气推进剂。利用相似准则设计了缩比燃烧室,研究了全尺寸气液同轴式喷注器的结构尺寸和工作参数对燃烧稳定性的影响。结果表明,激发高频燃烧不稳定性时火焰变短,燃烧室压力出现大幅振荡并伴随啸叫;喷注器缩进室长度对燃烧稳定性裕量有很大影响并存在相对最佳值。试验结果可以指导发动机燃烧室的燃烧稳定性设计和评估,在发动机研制初期筛选燃烧稳定性相对最好的喷注器结构。     

我国可重复使用液体火箭发动机发展的思考

重复使用是降低航天发射成本的重要途径之一,是液体火箭发动机未来发展的重要方向。本文分析了可重复使用液体发动机的发展趋势,针对可重复使用运载器对发动机功能的需求,探讨了动力系统方案;对比了液氧煤油和液氧甲烷等推进剂组合和不同循环方式,认为几种发动机方案均可满足重复使用运载器的需求;研究了重复使用发动机的关键技术,提出应重点研究可重复使用液体火箭发动机高温组件热结构疲劳寿命评估及延寿技术、运动组件摩擦磨损技术、结构动载荷控制与评估技术、快速检测评估与维修维护技术、健康监控与故障诊断技术、二次或多次起动技术与大范围推力调节技术等。     

3000 N液氧/液甲烷发动机方案与试验研究

液氧/液甲烷以其高性能、无毒、易于轨姿控一体化、行星表面资源原位利用等优势已成为国际化学空间推进的主流发展方向之一,对国内外低温液氧甲烷化学空间推进发展和3 000 N液氧甲烷发动机的方案设计和试验研究进行了介绍。方案主要包括总体结构方案,喷注方案、冷却方案、点火方案和燃烧稳定性分析。3 000 N发动机于2017年3月进行了点火热试车,发动机点火全部取得成功,并进行了5 s和10 s稳态试验。燃烧效率约0. 95,推算推力大于2 860 N,地面比冲大于242 s,与设计指标基本相当。     

典型低温推进剂的热力学性能参数评估

近年来,低温推进剂在火箭推进领域得到了广泛应用,针对液氧、液氢以及液甲烷等低温推进剂的研究也得到了深入开展。然而,有关低温推进剂热力学性能的研究虽有开展,但各种推进剂性能的特点和差异缺乏研究,对低温推进剂的热力学性能缺乏综合性分析研究和系统认识。统计了1960年以来火箭推进剂的使用以及按照火箭级应用分布情况,对低温推进剂在火箭推进领域的应用与发展进行系统性综述。从低温推进剂的基础热物理性质出发,面向航天推进应用,对不同低温推进剂的动力特性、传输特性、贮存特性以及致密化特性4个方面进行综合评估。结果表明：液氢推力特性最好,氢氧发动机理论比冲可达457 s。相同管路和工况条件下,液氢流动阻力最小,液氧流动温升最小,液甲烷流动阻力和温升特性表现居中。以管长为10 m、管内径为0.1 m的加注管路为例,液氢流动压降小于5 kPa,液氧流动温升小于0.5 K。在地面停放过程中液氧和液甲烷温升小,贮箱增压慢,同时液甲烷热分层现象较弱。对于高5 m、直径3 m的圆柱形贮箱来说,当外界热流密度为50 W/m²时,液氢温升可达4.83 K,液氧仅为1.93 K;液氧贮存周期可达36...     

未来运载器液体火箭发动机推力室技术研究

Astrium的航天基础技术分部(SI)正在研究下一代部分可重复使用和可重复使用液体火箭发动机的相关技术.本文总结了对以下主推力室组件所进行的技术研究工作喷注器、主燃烧室、喷管延伸段.对于高性能分级燃烧循环发动机,先进喷注器的研究重点是气态推进剂的喷注.已经为Astrium的燃烧室设计了能够喷注液氧、冷却剂氢和预燃室热气体的喷注器.另一项工作是低成本喷注器方案研究,使单喷嘴的质量流量为标准喷嘴的四倍.对于主燃烧室,可以预见的可用技术是提高可重复使用推进系统中推力室的寿命.本文研究了一种弹性内衬和一种先进热防护壳体.文中给出了这两项技术的缩尺燃烧室试验结果.另一项主要工作是增加先进高性能胀膨循环发动机燃烧室壁的热传导.本文汇总了不同结构的缩尺燃烧室试验结果.对于喷管延伸段,研究重点是陶瓷基复合材料喷管延伸段,最近对缩尺试验件进行了试验,将燃烧室试验压力提高到8MPa.对于未来的高面积比方案(HARC),最近正在设计一种热量测量喷管延伸段,用于测量在满流和分离流状态下的热传导.     

液氧/液甲烷姿控发动机点火技术研究

液氧/液甲烷推进剂组合具有高比冲性能以及其他优异的综合使用性能,已经成为未来空间化学推进的重要发展方向之一。点火技术作为液氧/液甲烷姿控发动机的重大关键技术,对发动机可靠启动、响应特性、脉冲一致性等关键指标具有重要影响。欧美国家已经开展系统以及相关组件的预先研究,其中美国已经完成了系统级的地面自由飞行试验。国内也已开展了低温推进系统技术论证,并开展了主发动机、姿控发动机以及点火器、低温贮箱、低温阀门等关键组件的研发。针对液氧/液甲烷低温推进剂组合进行了点火技术分析筛选和试验研究,验证了电火花点火与激光诱导等离子点火两种方案的原理可行性。试验表明在入口条件从气态到液态的宽广范围内两种方案均能实现可靠、可重复点火,两种点火方式对于LO_x/LCH_4发动机均原理可行。试验得出可靠点火的火花能量边界特性、混合比边界特性、响应特性以及脉冲特性,为后续液氧甲烷发动机设计提供依据。     

同轴剪切喷嘴高频喷注耦合燃烧不稳定分析

同轴剪切喷嘴在大推力氢氧发动机及液氧甲烷发动机上得到了广泛的应用,研究表明,当同轴剪切式喷嘴的中心氧喷嘴喷注过程与燃烧室的声学振荡发生耦合时,容易发生高频喷注耦合燃烧不稳定。高频喷注耦合燃烧不稳定一般无法通过隔板、声腔等传统燃烧稳定装置解决,需要在设计喷注器时采取相应措施。通过求解喷嘴导纳得到了喷嘴的固有声学频率,并与冷态声学试验结果和缩比喷注器热试结果进行了对比,表明吻合较好。研究了氧喷嘴长度、氧喷孔环直径、氧喷前温度和氧喷前压力等因素对氧喷嘴声学频率的影响,结果表明:增大氧喷孔环直径、提高氧喷前压力以及减小氧喷嘴长度、降低氧喷前温度可以提高氧喷嘴声学频率。     

液体火箭发动机的稳定性试验

叙述的一种实验装置,可用来研究可贮存液体发动机的喷射区对声学干扰的整体响应特性.这一装置是以ONERA(法国国立宇航研究所)已成功地应用在固体火箭发动机中的方法为基础的.其中包括了用间歇调制喷管喉径的方法使一台模型小火箭的周期性振荡频率接近其一次纵向振型.在此情况下的喷射区的响应特性是由测量其一次纵向振型压力振荡的阻尼值来定量的,在以前的一篇文献中业已证明:在一台小型液体火箭发动机中,有可能触发出其一次纵向振型,并精确地测出不同阻尼值与参数变化之间的关系,例如用不同的喷注器、燃烧室压力、不同种类的燃料及喷管进口截面比等变化情况.这些实验采用了轴向喷注器,并假定推进剂的喷射和燃烧主要是受声压振荡干扰的(压力耦合).叙述在沿燃烧室全长的一半处装有径向喷注器的火箭发动机试验.试图用这种方式使喷雾和燃烧区受到声速扰动(速度耦合).并研究各种喷注器型式、燃烧室压力和燃料对声速扰动的影响.其间曾出现过若干自然的燃烧不稳定现象.还叙述用轴向喷注器进行的一些补充试验.对这两类实验结果加以比较即能鉴别压力耦合和速度耦合的不同特性.从某个技术角度看来,如果证实这类小型火箭发动机所获得的实验结果能转用于大型发动机,那么这种实验装置对研究液体火箭发动机的不稳定燃     

针栓式液氧/煤油发动机燃烧数值仿真

为了研究低温非自燃推进剂应用针栓式喷注器的流场分布规律,总结不同动量比对针栓式发动机燃烧流场的影响,采用数值仿真的方法研究针栓式液氧/煤油发动机的燃烧流场分布,仿真模型采用k-ε湍流模型、有限速率-涡耗散燃烧模型等。仿真结果表明:针栓式发动机在燃烧室内形成两个回流区,有利于燃烧室头部冷却;针栓式喷注器能够在燃烧室壁面形成液膜,提高了燃烧室壁面的热防护;随着动量比增加,燃烧高温区向燃烧室壁面靠近;动量比为1时,针栓式喷注器具有最佳的燃烧效率。     

液氧/甲烷火箭发动机燃烧室稳定特性的实验研究

该研究的目的在于阐明液氧/甲烷火箭燃烧室的燃烧稳定特性、重点强调喷射速度比对燃烧稳定性的影响。试验使用了14kN 没有任何稳定性辅助设备的燃烧室,所用的四个同轴式喷注器具有不嗣的喷射速度比,V_ /V_0,试验范围逐渐从5.6提高到24,燃烧室压力3.5MPa,氧化剂与燃料之比从3.0到5.0。稳定性评估实验采用了直接喷射气体和脉冲枪两种方法,喷射氧气和脉冲枪两者均产生强烈的压力扰动,其分别是燃烧室平均压力的30%和100%。在所有试验条件下,所引起的一阶纵向和一阶切向压力扰动都很快地被抑制。试验条件包括了低的 V_ /V_0状态,在该情况下,NASA 路易斯研究中心177.93kN 的液氧/甲烷发动机出现了不稳定燃烧。本文采用了费勒—赫德曼(Feller——Heidmann)稳定性分析法来分析设计和工作参数对稳定性的影响。     

液氧煤油发动机:航天新征程 动力新高峰

<正>随着长征六号运载火箭一飞冲天,我国航天动力不仅进入了绿色无毒时代,也将我国航天动力推上了新高峰。长征六号火箭的动力系统——三级运载火箭发动机全部都由地处西安航天基地的中国航天科技集团六院研制;一级火箭采用了120吨液氧煤油发动机作为主动力,二级火箭使用的是18吨液氧煤油发动机。液氧煤油发动机填补了我国补燃循环发动机的技术空白,使我国航天动力进入绿色环保新     

大推力氢氧发动机高模试验补氧燃烧过程仿真

为了研究液体火箭发动机试验富燃燃气安全处理方法,确保发动机试验过程的安全,通过对未来大推力氢氧发动机高模试验关键参数设计,确定富氢燃气补氧燃烧方案,并在此基础上建立大推力氢氧发动机高模试验富氢燃气补氧燃烧仿真模型,对补氧燃烧过程进行仿真研究,研究补氧流量和液氧喷注角度对燃烧过程及高模系统的影响,以验证补氧燃烧方案的可行性。仿真结果表明补氧补燃方案可以安全处理发动机燃气中的富氢,保证高模试验安全。并且补氧量越大,燃烧长度越小,热防护难度增加;补氧喷注角度增加对氢燃尽长度影响不大,但使设备热防护难度增大。