深度变推力液氧煤油发动机初步方案研究

针对载人登月着陆器对高性能深度变推力动力的需求,结合国内外探月及空间探索变推力发动机方案与最新进展,在我国补燃循环液氧煤油发动机高性能和具有一定推力调节能力的基础上,基于发动机推力调节敏感度分析,提出推力敏感度强/调节方案简单的泵压式深度变推力液氧煤油发动机方案;同时针对液氧煤油发动机深度变推力调节特性,提出了大范围推力调节、大变比高性能喷注器、宽范围推力室可靠冷却及高性能、稳定性能涡轮泵等关键技术及其解决途径。     

80kN富氧补燃发动机燃气发生器-推力室深度变工况直连热试研究

针对80 kN富氧补燃循环发动机燃气系统工作特性,对燃气发生器与推力室直连试验装置开展了深度变工况热试研究,提出了一种挤压式供应的燃气发生器与推力室直连热试方法,对双燃烧组件燃气系统进行了基于绝热模型和声学模型的稳定性建模仿真分析,获得了双燃烧组件在80％～20％变工况工作特性、点火特性、燃气路低频衰减特性.结果表明:...     

登月下降级液氧甲烷发动机方案研究

月球软着陆下降级发动机在载人登月任务中起着至关重要的作用,必须具备高性能、长期贮存、多次点火起动、大范围推力调节等能力。针对此技术需求,论述了液氧甲烷推进剂具有空间可贮存、不易积碳和结焦、能够实现膨胀循环等技术优点,且相关技术已得到国内外试验验证,技术可行性高,是登月下降级发动机理想选择。经过论证,确定了发动机采用泵压膨胀循环、双涡轮泵串联的系统方案。最后,介绍了国内液氧甲烷下降级发动机火炬式电点火器、大范围变工况喷注器等关键技术的研究进展。     

基于SIM仿真平台的载人登月软着陆任务研究

为确保环月空间站各项探月任务的协调开展,依据载人登月总体论证任务的特点,研制了具有分布式仿真特性的全数字载人登月任务仿真平台(SIM)。针对月面着陆问题,在SIM仿真平台上,以软着陆3自由度动力学模型作为飞行任务仿真单元,变网格Radau伪谱法作为任务规划单元的核心算法,同时考察着陆过程中的推力、过载以及应急条件等多种约束,对月面着陆器与上升飞行器组合体进行了载人登月软着陆任务仿真分析,结果验证了SIM仿真平台的可扩展性,同时验证了基于变网格Radau伪谱法规划法的有效性。     

针栓式喷嘴喷雾燃烧特性研究进展

针栓式喷嘴具有深度节流、结构简单、燃烧稳定等优点,主要用于变推力液体火箭发动机。本文首先介绍针栓式喷嘴的工作原理和发展历程,紧接着总结针栓式喷嘴的雾化特性和燃烧特性,最后展望针栓式喷嘴未来的研究方向。目前针栓式喷嘴的雾化特性研究较多,重点分析了工况参数和结构尺寸对破碎形态、喷雾锥角、SMD、液滴速度等的影响,针对针栓式喷嘴液膜破碎机理的研究相对较少;针栓式喷嘴燃烧特性研究主要集中于燃烧流场结构、燃烧性能和热防护等方面,对针栓式发动机固有燃烧稳定性机理以及动态燃烧特性的研究还较为欠缺。     

电动泵压式液体火箭发动机系统建模与仿真

为了精确描述电动泵压式液体火箭发动机的工作特性,如变工况特性和电机调速特性对系统的影响等,建立了与之适应的动力学模型和仿真模型。采用集中参数法,将电动泵压式液体火箭发动机划分为储箱、泵、管路、推力室和电机等主要部件,并建立了相应的动力学模型,然后利用AMESim软件的二次开发模块,建立了相应的仿真模型,在此基础上开展发动机系统的仿真研究。结果表明:泵转速调节比节流调节更加节能,有利于降低系统质量,但当调节深度较大时容易造成喷注器压降过低;虽然节流调节不存在喷注器压降过低的问题,但能耗较大。因此,电动泵压式液体火箭发动机再进行深度变推力调节时必须两种调节方式结合使用,即先进行转速调节,当喷注压降不足时,再进行节流调节。推力调节过程中,电机的时间常数对燃烧室压强、推力、混合比和离心泵的角加速扬程均有影响,时间常数越小,上述参数到达稳定状态的时间越短,同时,混合比和附加的角加速扬程变化也会更大,对发动机正常工作造成一定的影响,需要在设计时加以注意。     

电动膨胀循环变推力液体火箭发动机推力控制方案

以电动膨胀循环变推力液体火箭发动机为研究对象，设计了一种适用于电动膨胀循环发动机的推力闭环控制方案，其次基于AMESim平台建立了控制系统仿真模型，验证了重要部组件模型的准确性，并基于电动机泵和涡轮泵动力学模型对PID控制器进行了参数整定，最后着重针对推力调节的阶跃信号和斜坡信号开展了控制仿真。结果表明：在推力变比5∶1全工况范围内，双PI控制器适用于电动膨胀循环发动机推力调节控制，系统不存在稳态误差，但是调节过程存在波动；针对调节过程而言，双PI控制器控制信号的比例输出振荡是控制目标波动的主因，而积分输出造成了控制目标的稳态误差；相比阶跃信号调节，双PI控制器跟踪斜坡信号的效果更好，因此实际使用中，应尽量考虑斜坡信号进行推力调节。     

大推力氢氧发动机瞬态特性研究

以大推力氢氧火箭发动机为研究对象，对其瞬态特性进行了研究。根据模块化的建模和仿真思想，建立了发动机各组件的动态数学模型，开发了发动机系统各组件的仿真模块，开展了发动机动态特性仿真分析与起动时序试验研究。仿真结果表明，推力室氧阀采用25%初级与100%全开的双开度形式，氧涡轮侧设置10%分流流量的燃气分流阀，燃气发生器在火药启动器工作至70%~80%时间段点火的系统优化配置方案，有利于控制发动机点火起动混合比，提高起动可靠性。通过添加故障因子，当涡轮效率由于故障从0.29降至0.19时，发动机工况降至故障前的78%工况，当效率降至0.06时，发动机工况降至故障前20%工况，发动机故障仿真结果与地面试验故障结果吻合较好，有利于故障分析定位。     

15:1气氧/煤油变推力火箭发动机设计及试验

为了进一步提高变推力火箭发动机推力调节水平、拓宽推进剂使用范围、提升调节控制的技术能力,采用理论计算和地面试验的方法,设计了一款基于机械定位双调系统的气氧/煤油变推力火箭发动机,对变推力发动机的性能、针栓式喷注器的性能和机械定位双调系统的调节效果进行了研究。结果表明:气氧/煤油变推力火箭发动机在0.26～4.35MPa室压实现稳定燃烧,推力变化为57.30～864.70N,推力变化比达到15:1,最高燃烧效率达到97.14%;流量调节阀可精确调节推进剂流量,针栓式喷注器可主动控制喷注压降,达到机械定位双调系统的预期目标,展现出采用机械定位双调系统的该型变推力火箭发动机在深度变推力技术应用的优势。     

高能合成煤油GN-1理化性能及应用分析

研究了高能合成煤油GN-1的密度、黏度等理化性质及热稳定性和能量特性,并与火箭煤油进行了对比分析。实验结果表明:GN-1煤油与现役火箭煤油相比,密度提高2.2%(20℃),黏度下降41.9%(20℃);导热系数和定压比热值均高于火箭煤油;热稳定温度达到394℃,满足火箭发动机工作要求;比冲比现用火箭煤油高7 s以上;综合性能优异。此研究成果有助于我国载人登月用下降级变推力液氧煤油发动机技术攻关及新一代运载火箭性能提升。     

我国新一代载人火箭液氧煤油发动机

分析了国内外载人火箭主动力的发展情况与发展趋势,介绍了我国1200 kN和180 kN两型液氧煤油发动机的研制历程、系统组成、工作原理、性能参数、关键技术和应用情况。两型发动机突破了补燃循环、自身起动、大范围工况调节、高效稳定燃烧、高压推力室冷却、反力式涡轮、大范围轴向力平衡、低温高DN值轴承、组合式涡轮泵密封、大直径低温阀、高精度调节器、推力矢量控制等关键技术。目前,两型发动机研制工作已基本完成,将成为我国新一代载人火箭的动力组合,实现我国航天主动力的更新换代。     

电动泵压式液氧煤油变推力火箭发动机动力学建模与仿真分析:Part Ⅰ-单点工况分析

为了解决电动泵压式液氧煤油变推力火箭发动机系统响应特性不明晰的问题，综合考虑了电池、电机及冷却通道的影响，建立了电动泵压式液氧煤油变推力火箭发动机仿真平台，深入研究了不同工况下系统响应特性以及系统性能参数随推力水平的变化规律。研究结果表明：系统性能参数响应存在短板效应，尽管电动泵响应速度快，而冷却通道参数响应速度慢，导致系统性能参数响应时间是电动泵转速响应时间的10倍以上；此外，低推力工况时，适当降低混合比，能够保证冷却通道出口亚临界情况下的顺利调节。因此，为了提高系统响应特性，在满足冷却压降要求时，应尽可能提高冷却通道内冷却剂流速。     

点燃式航空活塞发动机汽油-航空煤油燃烧特性

为研究航空煤油在点燃式航空活塞发动机上的燃烧特性,改造并搭建了一台可以同时燃烧汽油和航空煤油的航空活塞发动机试验台架,并建立了发动机燃烧室的三维仿真模型,采用试验与三维仿真相结合的手段,研究了汽油与航空煤油燃烧特性的差异,结果表明:在低转速、小负荷工况下,平均指示有效压力(IMEP)小于05 MPa范围内,通过调整点火正时等运行参数即可使航空煤油达到与汽油相近的燃烧特征;随着发动机转速和负荷增加,航空煤油燃烧特性表现为滞燃期延长、燃烧持续期增加、最大缸内压力降低、燃烧重心后移,并且伴随明显爆震发生。在高转速工况下,航空煤油燃烧受爆震影响,负荷最高只能提升至21%。     

液氧甲烷变推力火箭发动机再生冷却特性研究

为研究液氧甲烷发动机再生冷却亚临界甲烷传热特性及变工况,尤其是低工况条件对再生冷却通道传热特性的影响,基于实验获得了微小通道低温工质相变传热模型,针对5000 N级、推力变比10:1的液氧甲烷膨胀循环变推力发动机方案,开展了亚临界甲烷再生冷却通道设计和传热特性分析.计算结果表明:亚临界条件下,甲烷干度在0～0.6之间为...     

大推力液氧煤油发动机推力深度调节仿真分析

针对大推力补燃循环液氧煤油发动机35%～100%推力深度调节的需求，建立了发动机系统仿真模型，开展了燃气发生器燃料路和氧化剂主路联合调节方案与调节特性研究。通过试车数据验证了模型的准确性；选择了三工位液氧主阀的节流工况和流阻参数，根据各工况稳态参数拟合了调节函数，通过仿真分析了调节过程动态特性。研究结果表明：当燃气发生器温度低于额定值56%时，将液氧主阀流阻系数提高至额定值的15倍，可以保证调节过程中燃气发生器温度高于稳定燃烧下限温度；拟合的调节函数能够实现偏差不超过3%的推力调节与混合比保持；应尽量降低液氧主阀节流速率，并使其与推力调节速率匹配，以降低节流过程的冲击振荡。     

基于机电伺服控制的液氧煤油发动机推力调节技术

针对补燃循环液氧煤油发动机推力调节需求,根据发动机系统特点,提出了基于机电伺服控制的发动机推力调节方案。论证了推力调节机电伺服系统组成、工作过程、机电伺服作动器和伺服控制器方案;提出了系统功能失效安全的伺服系统故障保护方案以及融合伺服控制器自检测和自诊断结果、发动机热力参数的发动机推力调节故障监控方案;开展了推力调节机电伺服系统稳动态特性仿真、负载模拟试验、冷调试验、环境试验和发动机热试考核。结果表明:该系统调节性能、可靠性和环境适应性满足发动机推力调节应用需求。     

电动膨胀循环液氧甲烷变推力发动机动态特性研究

电动泵压式液体火箭发动机受到了广泛的关注，然而电池有限的输出功率和过于沉重的质量成为限制电动泵压式发动机发展的重要因素。为此本文提出了一种电机驱动燃料泵和涡轮驱动氧泵的电动膨胀循环液体火箭发动机方案，并着重研究了该型发动机的动态响应特性。首先给出了20 kN级电动膨胀循环发动机的技术指标和部组件参数，进一步基于AMESim平台建立了全系统动力学模型，验证了方案的可行性和部组件动力学模型的准确性，并深入研究了单点工况和调节工况的动态响应特性。结果表明，针对启动过程而言，涡轮泵调整时间较电动泵长，这降低了系统响应速度，但工况越高，系统响应速度越快；高工况启动时，甲烷在冷却通道内的剧烈相变和跨临界状态的不连续物性相互耦合易引发系统振荡；就调节过程而言，推力调节时普遍存在超调或凹坑现象，且系统在两相同工况之间调节时，正调响应速度快于负调，这也导致阶跃幅值相等条件下的系统调整时间随目标工况升高而缩短。     

重型火箭下面级发动机基本参数分析

分析了已有重型火箭动力系统的结构和基本参数,以满足载人登月的任务要求为前提,提出了任务要求以及一套重型火箭箭体结构方案.从性能、经济性、技术难度、工作可靠性等方面综合考虑,提出重型火箭下面级的基本方案,包括推力量级、推进剂以及发动机循环方式的选择.采用面向对象的通用顺序化计算方法,建立发动机系统仿真模型,计算得到9个发动机方案的最高室压及功率平衡参数,分析了燃烧室压强和混合比对发动机性能的影响.经综合分析,建议重型火箭下面级发动机可选择推力4 500～5 000 kN富氧预燃室补燃循环液氧煤油发动机.      

高空环境下喷嘴参数对航空活塞发动机燃烧与性能的影响

以一台四缸四冲程压燃式航空煤油活塞发动机为研究机型,运用工程系统高级建模和仿真平台软件(AMESim)仿真软件建立了发动机的整机模型,并使用台架实验的采集数据对该仿真模型进行了验证。在高空环境中,仿真分析了飞行器起飞工况、最大巡航工况下发动机喷油器的不同喷孔数、孔径对发动机燃烧过程、性能和NOx排放特性的影响。计算结果表明:稳态工况下,随着喷孔数的增加,最高燃烧压力和温度增加,瞬时放热率增长速度快且峰值上升;同时,缸内预混燃烧得到强化,燃烧始点提前,滞燃期和燃烧持续期缩短,燃烧重心前移,循环热效率增高,但同时会提高NOx的生成量;在飞行器瞬态变海拔的起飞工况下,多喷孔数、小孔径的喷油嘴有利于航空活塞发动机在高空环境下恢复发动机功率,提升飞行器的动力性和续航性能。      

变推力液体火箭发动机工况监测和故障诊断实验研究

本文介绍了一种用于变推力液体火箭发动机地面试车的工况监测和故障诊断微机系统。该系统能现场监测发动机各个工况的静态和动态性能参数,根据监测系统提供的原始数据和曲线,可对变推力液体火箭发动机系统进行故障诊断。文中列出了相应的试验结果和曲线。