单组元300N发动机低温试验研究

为探究低温环境下单组元300N发动机的工作特性,揭示影响发动机低温性能的主要影响因素,以300N发动机为试验对象,开展了模拟飞行工况的发动机低温试验。给出了低温试验研究方法,分别从温度差异对发动机性能影响、催化剂活性差异对发动机低温启动特性影响和低温对电磁阀响应特性影响等方面获得研究结果。结果表明,低温是影响发动机低温性能的主要影响因素,-48℃条件催化剂无法完成推进剂的催化分解,发动机发生爆炸;-30℃条件下起活时间为80.5～87.5ms,发动机可正常启动,且启动温度与起活时间呈指数关系;催化剂批次差异也对发动机低温工作性能产生一定影响,不同批次催化剂低温起活时间的差异可达91ms;低温试验过程中,电磁阀的关闭受到低温推进剂粘性和背压的影响,产生了明显的迟滞现象,延迟时间约100ms,对发动机在轨的精准控制存在一定影响。     

涡扇发动机装机状态自然低温试验

为完成涡扇发动机状态鉴定，在北方场站开展了发动机装机状态下的自然环境低温试验。通过地面试验完成了自然低 温试验环境的量化分析，研究了不同气源起动模式、不同使用方法对装机状态自然低温条件下发动机起动性能的影响，分析了发 动机样本量对试验鉴定结果的影响。结果表明：APU供气是低温冷浸透起动的首选起动方式；冷运转可以有效改善发动机低温起 动性能，使相对起动时间缩短0.125～0.250；增加发动机样本量可以获得更加科学的鉴定结果，在低温起动过程中，发动机可能出 现失速等不稳定现象，甚至造成起动失败。开展了飞行试验，研究了空中低温环境对发动机工作参数及加减速特性的影响。结果 表明：在相同高度和速度下发动机加速时间随进气温度的降低而延长，当空中进气温度相差约30 ℃时，加速时间延长最多约为 18%；减速时间随进气温度的变化不大。     

PBT固体推进剂低温力学性能研究

为考察PBT固体推进剂低温力学性能，采用单轴拉伸实验方法研究了固化参数、交联参数、固化时间三种因素对PBT固体推进剂-40℃下力学性能的影响。玻璃化温度测试结果表明，全部样品玻璃化温度处于-51.3～-53.6℃，推进剂在-40℃下处于高弹态；单轴拉伸测试结果表明：PBT固体推进剂在低温状态下硬度、抗拉强度与固化参数、交联参数、固化时间呈正相关，伸长率与固化参数、交联参数、固化时间呈负相关。低温力学性能受固化参数、交联参数影响显著性低于常温力学性能；低温下固化参数在1.00～1.05内与伸长率呈现一定线性关系。     

双组元150N发动机头部热控组件温度适应性研究

为获得双组元150N发动机头部热控组件在低温工况下的加热能力以及发动机长程点火期间头部热控组件各处的温度分布、性能变化，应用有限元分析软件I-DEAS/TMG在给定的温度边界条件下进行了仿真分析，分别获得了低温工况下头部稳态平衡温度以及发动机长程点火期间头部瞬态温度。搭建了试验装置，通过电热炉对头部烘烤，设定控温点为400℃，恒定时间45min，获得了头部热控组件各处的温度分布及加热器阻值的变化。通过仿真计算和地面试验，得出以下结论：（1）热控组件能保证发动机在最恶劣低温工况下温度高于0℃；（2）在地面试验工况包络发动机在轨最长工作时间2500s的情况下，包含加热器、热敏电阻、导线等在内的热控组件均处于有效工作状态，为热控组件的高温耐受能力提供了有力支撑。     

膏体推进剂发动机试验

通过发动机试验系统,进行了膏体推进剂发动机热格栅点火试验和多次关机 启动试验研究。试验发动机带有供料装置,供料压强为7 5MPa,推进剂流量为51g s,喷管喉径为7mm,燃烧室平均压强约1 7MPa,总工作时间大于136s。试验获得了膏体发动机多次点火的特性参数和进行多次关机 启动的压强曲线。试验结果表明:选用的膏体推进剂具有很好的热格栅点火性能,点火参数分布较均匀;膏体发动机具有良好的能量可控性。     

低温对涡轴发动机起动性能影响的试验与分析

为研究低温对涡轴发动机起动性能的影响,对国军标的适用与裁剪进行了讨论,开展了低温起动试验,试验以滑油箱内的滑油温度达到-34 ℃算起,冷浸4 h后进行起动,分析了低温起动过程的阻力矩、剩余扭矩、点火性能和温升效应对起动性能的影响。结果表明:-34 ℃条件下的初始阻力矩是25 ℃条件下的2.25倍,至点火转速附件阻力矩降低为1.53倍；温度越低,点火边界对应的索尔太平均直径(SMD)越小,燃烧室点火边界越窄；温升效应对低温起动性能的影响显著,考虑温升效应的起动时间延长约25%。热空气加温和起动滑油断油可以降低起动初始阻力矩,改善点火性能,从而提高了低温起动性能。研究结论对同类发动机开展低温起动试验、起动供油规律优化及相关研究提供了参考。      

HTPB推进剂的低温疲劳特性

为探究端羟基聚丁二烯（HTPB）推进剂在低温下的疲劳特性，结合空空导弹在使用中的实际情况设计了包含不同应变幅值和加载频率的高周疲劳实验.实验在动态热机械分析仪上进行，温度保持为-50℃，加载频率设定为50,100,150Hz.为了考察低温下HTPB推进剂微小预变形对疲劳特性的影响，在动力循环加载前进行了准静态加载.疲劳实验后对试件实施单轴恒速拉伸，以获取疲劳后推进剂的力学参数.结果表明:在其他条件不变的情况下，疲劳应变幅值和加载频率越大，材料力学性能劣化程度越大，所累积的疲劳损伤量越大.初始阶段的准静态加载对推进剂疲劳特性起消极影响，低温高频下推进剂的疲劳损伤演化呈现出非线性，随着疲劳次数的增加，疲劳损伤增速由快变缓.      

一种绿色无毒单组元微推力器性能试验研究

为了获得研制的一种基于绿色无毒ADN基推进剂的单组元0.2N微推力器性能,对其进行了试验研究。通过真空加热试验,获得微推力器的温启动加热性能;通过高空模拟热试车试验,获得微推力器稳态和脉冲工况下,微推力器的推力、温度分布等参数,考察微推力器的启动性能、稳态、脉冲工作稳定性,研究微推力器工作过程中推力室、前室和电磁阀温度变化规律,通过1000s长稳态点火试验,验证了微推力器长稳态工作的稳定性。结果表明,3W加热功率实现了微推力器200℃的温启动要求,微推力器完成了系列稳态、脉冲考核程序,工作过程中微推力器推力稳定,启动响应快,推力室温度最高达到1016℃。试验证明了研制的0.2N微推力器在完成结构微型化的同时,实现了微流量下推力器稳定工作,微推力器额定真空比冲大于200s,性能优良,200mN推力量级微推力器的成功研制,将进一步拓展ADN绿色无毒推进在微推进领域的应用。     

模拟自然环境的航空发动机低温起动试验研究

为了验证航空发动机在低温环境温度下的起动性能,基于试验舱模拟自然环境进行了某型涡扇发动机低温起动试验, 介绍了试验设备及试验准备情况,选取环境条件为-40 ℃的降温历程曲线作为研究对象,该条件下的冷浸区别于高空台风车冷 浸,能够使发动机内、外部关键部位均达到目标温度。试验结果表明：舱内冷浸3 h后发动机外部附件和内部转动部件已“冷透”。 因低温环境下主燃油泵调节器内部零组件工作特性变化而导致的起动过程供油时间提前和供油量增多,是影响该型发动机低温 起动特性的主要因素;对调节系统预热（冷运转）可明显提高低温环境下的起动成功率。该方法可在外场推广使用。     

N2O混合火箭发动机的催化点火研究

利用N2O催化分解原理,设计了一个用于启动N2O混合火箭发动机的催化点火器。试验表明,在催化剂被加热到400~600℃左右后,该点火器可以成功启动N2O/有机玻璃(PMMA)混合火箭发动机。在切断氧化剂供给,节流关闭发动机后,可以通过再次加热催化室重新实现发动机的启动,在节流时间较短的情况下也可以直接打开氧化剂阀门,利用催化室余热多次启动发动机。     

基于支持向量机的涡扇发动机起动性能估算研究

针对不同大气条件尤其是高原和高、低温条件,及不同起动机和负载扭矩特性下涡扇发动机起动过程的数值模拟问题,给出了通用起动模型状态空间描述形式,研究了基于支持向量机的起动模型辨识和起动性能仿真方法。以某型涡扇发动机为例,给定某些条件下的起动试验数据,采用模型逐次递推的方式,估算了其它条件下的起动性能。提出的方法能够保证估算结果的准确度,适合于工程应用。     

硝酸羟胺基单组元液体火箭发动机起动过程的模拟（投稿 空间推进专刊）

无毒单组元液体火箭发动机是空间推进的发展方向之一。本文针对硝酸羟胺基单组元液体火箭发动机的起动过程,建立了零维模型、不考虑相变过程的仿真模型,和考虑相变过程的仿真模型,并采用这些模型对60 N发动机进行了起动过程的模拟和对比分析。计算结果显示,推力室升压过程历经快速的气体充填和较慢的催化室升温两个阶段。零维计算模型和不考虑相变的CFD方法计算得到的两个阶段时长基本一致,但第一阶段时间显著低于试验结果,第二阶段时长与试验符合。考虑推进剂相变过程的模型计算结果与试验结果符合较好。一维计算得到HAN基推进剂在进入催化床约4mm的长度内完全分解。升压第一阶段受催化分解影响很大,HAN基推进剂的分解反应速率低于肼的分解反应速率。     

多循环脉冲爆震发动机工作过程中的延迟时间研究

为了提高两相脉冲爆震发动机(PDE)工作的协调性, 运用离子传感器、动态压力传感器, 对爆震燃烧的几个延迟时间以及供油电磁阀工作性能进行研究.研究表明:以汽油为燃料、空气为氧化剂的气动阀式PDE, 点火延迟时间为3.0-4.5 ms, 气动阀关闭滞后点火信号发出4.9-6.4 ms, 供油电磁阀开、关延迟分别为2.4ms和3.4 ms左右.缓燃向爆震转捩时间为3.0-3.8 ms.PDE工作频率大于20 Hz时, 电磁阀不能按设定时间工作.研究成果对PDE工作过程的协调及有效控制具有参考价值.      

星用490 N发动机喷注器局部燃气泄漏试验

根据近期某卫星在轨故障模式,为了研究测压管嘴燃气泄漏对液体火箭发动机工作性能和温度特性的影响,以该卫星用第二代490 N发动机为试验对象,开展了测压管嘴在0.1、0.3、0.5 mm直径泄漏孔下的高空模拟热试车考核,对发动机真空推力、比冲和关键部位温度进行了测量。试验结果表明：试验条件下测压管嘴燃气泄漏对发动机工作稳定性没有影响;0.1 mm泄漏孔对发动机工作性能和各测点温度没有影响。随着泄漏孔直径增大至0.3 mm和0.5 mm,测压管嘴堵头烧蚀程度加深,发动机真空推力和比冲均值下降幅度分别仅为0.4%和1.4%,表明试验条件下测压管嘴泄漏对发动机工作性能的影响较小。燃烧室喉部温度试验结果不受泄漏的影响,喷注器测压管嘴及其附近、模拟卫星支架测点温度上升明显,氧化剂控制阀温度上升较小,远离测压管嘴的测点温度几乎不受高温燃气泄漏的影响。     

用运载器评价发动机方案的方法

早期在对液体推进剂火箭发动机方案进行评价与选择时,仅以发动机本身的指标(如比冲、推重比等)作为方案比较的标准。这样没有考虑发动机子系统与运载器总系统的相互联系,得不到合理的评价结果。液体推进剂火箭发动机是航天运载器的一个子系统,采用运载器的性能指标评价发动机方案才能得到比较客观的结果。 本文推导了运载器的评价指标,给出了运载器的线性化质量方程,阐述了运载器设计参数的简化确定方法,由此提出了一个采用运载器评价发动机方案的方法。最后应用提出的方法对五个发动机方案进行了评价。     

某型涡轴发动机高低温起动性能试验与分析

开展了采用RP-3燃油和RP-5燃油的涡轴发动机高低温起动性能对比试验。分析了不同环境温度下转子的阻力矩和电动机扭矩的变化规律,指出了当前计算方法的局限性;对比了环境温度、燃油种类、燃油流量对发动机起动性能的影响,摸索出了该型发动机低温起动极限温度。试验结果表明:随着温度降低,滑油黏度增大,转子阻力矩增大,发动机带转转速和转子自转时间显著降低;在极限低温条件下,两种燃油对涡轴发动机起动性能影响非常大,而在高温条件下,采用上述两种燃油,发动机起动性能基本一致;该型发动机采用RP-3燃油能在-40 ℃环境下成功起动,而采用RP-5燃油,经过调油等措施最终只能在-20 ℃环境下成功起动;在一定范围内,增加燃油流量,能改善发动机采用RP-5燃油的起动能力。研究结论为同类发动机高低温试验提供了参考。      

差动活塞式热气自增压系统方案研究

针对液体姿轨控发动机差动活塞式热气自增压系统,设计了间接比对式、直接比对式和电磁阀控制式等三种方案,分析了系统工作原理,建立了动态仿真模型,进行了动态特性研究,并分析了各方案技术特点。研究结果表明：间接比对式系统起动药量为2.64g,起动时间为0.688s,系统自锁时贮箱压力为7.58MPa（偏离额定值9.86%）;可预包装设计。直接比对式系统起动药量小（2.43g）,起动响应快（0.573s）,推进剂贮箱最大工作压力小（7.09MPa,2.75%）;该方案引入了阀芯杆处热滑动密封及流量调节器气液腔隔离面的热隔离防护需求,热控要求高,技术难度较大;可预包装设计。电磁阀控制式系统起动药量小（2.43g）,起动迅速（0.438s）,推进剂贮箱工作压力稳定;测控的引入有功耗需求,并增大了系统体积和质量,不能进行独立的预包装设计。     

第二代490N轨控发动机研制及在轨飞行验证

490N液体火箭发动机被广泛使用于航天器远地点机动入轨或者为其他轨道机动提供推力。我国第一代490N发动机真空比冲为304.7s,曾经成为制约我国航天器寿命上台阶的技术瓶颈,因此开展了基于铌合金材料的高性能第二代490N发动机研制工作,比冲提高10s。对第二代490N轨控发动机的研制和在轨飞行验证结果进行了总结和分析。第二代490N发动机研制过程中突破了高性能喷注器、耐高温材料及涂层、发动机头部喷注器法兰和燃烧室壁面结构温度控制、抗高量级力学环境能力以及热防护罩等多项关键技术,真空比冲达到了317.8s,单台发动机累计199次启动工作寿命40000s以上,工作性能达到国际同等水平。