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美国喷气公司成功地进行了推力为400N 的 LTRE400N 液体火箭发动机的热试车工作。该液体火箭发动机的价格仅为西方国家生产的同等推力液体火箭发动机价格的10%。LTRE400N 液体火箭发动机是俄罗斯研制的,且其燃烧室采用氧化剂(N_2O_4)进行液膜冷却。这种方法在西方国家的液体火箭发动机上未使用过,他们只是用燃料来冷却燃 相似文献
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本文详细分析了自燃推进剂组元液滴在高温高压环境下的蒸发——分解燃烧过程。提出了该种液滴的亚临界非定常蒸发计算模型,应用该模型计算了UDMH和N_2O_4液滴在不同环境压力、温度和对流强度下的蒸发常数。计算表明,存在一个界限环境压力,超过这一压力就出现超临界蒸发。对于UDMH,当T_∞=3200°K时,界限压力P_∞=51大气压,而对于N_2O_4,P_∞=120大气压。计算还表明,UDMH的蒸发速度大于N_2O_4的蒸发速度。因而可以得出结论:在一般液体火箭发动机的工作条件下,UDMH为超临界蒸发,而N_2O_4为亚临界蒸发,而且发动机的燃烧过程主要受N_2O_4的蒸发速度所控制。这一结论已为发动机试车所证实。 相似文献
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液体火箭发动机试验噪声测试分析 总被引:2,自引:0,他引:2
研究液体火箭发动机的声学特性不仅对发动机故障识别与预报有重要意义,还会对液体火箭上的有效载荷工作可靠性产生影响。为此,对液体火箭发动机试验噪声进行测试分析就显得尤为必要。针对液体火箭发动机试验噪声的特点,提出了一种适用于液体火箭发动机试验的噪声测试方法,介绍了该噪声测试系统的原理和各组成部分功能。对某型号液体火箭发动机地面试验所产生的噪声进行了测量,结合所测得的噪声信号进行了时域与频域分析,对发动机周围噪声特性进行了研究,得出了发动机在试车台上的噪声分布特征,对液体火箭发动机的设计改进和地面试验台的降噪措施有一定参考价值。 相似文献
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60年代初是液体火箭发动机研制和发展的重要时期。为增加发动机比冲而作的一些研究使人们逐渐对高室压工况感兴趣;同时,补燃循环作为一种能从化学反应中获得最多能量的方法也开始进行探索。由空军支持的一个重要研究计划是研究使用可贮存液体、推进剂,推力在4452.2kN 到8894.6kN 的发动机的可能性。这些方案提出了使用超临界 N_2O_4作再生冷却液的实验鉴定技术和在喷注器与推力室壳体的制造中采用光刻技术。NASA 开始的先进发动机设计研究为高压补燃发动机指明了方向,随后在17.5MPa 压力下完成的次高压补燃燃烧试验,证明了燃烧系统的可靠性。空军也致力于高扬程氧泵和高室压 O_2/H_2补燃发动机(XLP—129)的研究,这些研究为 SSME 的涡轮和循环系统奠定了基础。 相似文献
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本文简要介绍了液体火箭发动机高空模拟试验台的结构以及试验的工艺过程、试验装置和测量系统,详细论述了发动机排气的冷却及治理。 相似文献
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高空滑行期间氧化剂泵壳体冷却方案研究 总被引:1,自引:0,他引:1
详细分析了高空多次启动泵压式液体火箭发动机氧化剂泵壳体在滑行期间的热环境,应用数值分析方法对氧化剂泵壳体与涡轮壳体温度进行耦合计算,提出了采用吹气冷却和排放冷却的氧化剂泵冷却方案。经过地面模拟试验及分析后认为,采用排放冷却可满足发动机二次启动可靠工作且在结构上较易实现。 相似文献
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蒸汽引射器是上面级火箭发动机进行高空模拟试验时获得真空的重要设备。采用数值模拟方法,通过Fluent对氢氧火箭发动机高空模拟试验用环形蒸汽引射器内部流场进行了研究,分析水蒸气两相流动及不同的入口工况和结构尺寸对极限真空压力的影响。考虑水蒸气的两相流动,在数值模拟中加入了水蒸气的凝结相变模型,并通过试验数据开展了模型验证,验证结果为:加入相变模型后极限真空压力降低,仿真结果更接近试验数据。在此基础上,研究了喷嘴入口工况和引射器结构尺寸对极限真空压力的影响,仿真结果表明:在引射器能够启动的条件下,降低蒸汽入口总压或提高入口总温,减小喷嘴出口壁厚或增大混合室直径,均能降低引射器的极限真空压力。因此,若想提高引射器真空度,可以通过改变入口工况或调整引射器结构尺寸来实现。 相似文献
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对美国、俄罗斯、日本等国家及欧空局的液体火箭发动机试验设施、大推力发动机试验能力、高空模拟试验能力、试验设施测控能力、发动机边界条件与可靠性试验、吸气式动力装置试验、新型动力装置试验进行了较详细介绍。分析了国外液体火箭发动机试验设施、试验能力、试验技术和发展趋势,指出了我国液体动方试验设施、试验技术水平与国外存在的差距,对我国航天液体动力试验设施建设和技术发展方向,特别是重型运载火箭发动机和新型动力装置试验设施建设提供参考和借鉴。 相似文献
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液体火箭发动机试验是一项高成本、高风险的工程,由于设计缺陷、零件加工误差、工作过程及机械连接结构的影响,导致试验过程发动机大振动现象的发生。基于发动机振动信号分析的状态监测与故障诊断方法是提高发动机可靠性和降低试验成本的重要手段。在给出液体火箭发动机振动故障诊断数学模型的基础上,详细介绍了发动机试验过程中7种特征信号提取方法,即:振幅特征提取、功率谱特征提取、频谱分析(谐频识别和边频识别)、突频特征提取、状态特征提取、小波特征提取和高阶谱特征提取,并结合发动机实际故障诊断方案,给出了发动机特征信号提取算法应用实例,通过发动机热试车验证了液体火箭发动机振动故障诊断的特征信号提取方法的正确性。 相似文献
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For the problem that the plume flow field structure of a multi engine parallel rocket is complicated and the bottom thermal environment is extremely harsh, which may cause the failure of the engine structural components, the plume flow field and thermal environment at different altitudes are studied through numerical simulation. The result is compared with the measured results in flight which shows that when the rocket is flying at a low altitude, the plume of the engines do not interfere with each other. As the flight altitude increases, the plumes gradually expand and begin to interfere with each other, and finally there is an obvious backflow at the bottom of the rocket. The maximum heat flux at the moment of take off is basically the same as the measured value in flight. Before the backflow occurs, the heat flux mainly consists of radiant heat, the convective heat flow increases as the flight altitude grows, but it is also much smaller than the peak heat flow at takeoff. The result has certain guiding significance for the optimal design of engine structure thermal protection. 相似文献
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建立了氢氧爆震波点火器试验系统,并根据试验塞式喷管发动机工作状态要求设计了爆震波点火器。在高空条件下(0.005 ̄0.002MPa),爆震波点火器供气压力0.3MPa、混合比3左右,对爆震波点火器的点火性能进行了试验,成功实现了高空条件下爆震波点火火炬。在同样高空条件下对爆震波点火器点燃单元塞式喷管试验发动机成功进行了点火试验。试验结果表明,氢氧爆震波点火器能以较低的供气压力实现可靠点火。爆震波点火器在气氢气氧单元塞式喷管试验发动机点火的成功应用,为下一阶段应用于多管塞式喷管发动机的实际点火试验提供了技术基础。 相似文献
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针对发动机燃气喷流对底部流动的影响开展研究。建立冷喷与热喷计算方法,与经典的高压空气尾喷管喷流试验数据进行了对比,验证了本文建立的三维喷流方法的可靠性。对本文选用的飞行器外形采用冷喷与热喷方法开展了对比计算并与飞行试验值进行比较,分析了两种方法结果的差异。采用热喷方法对来流马赫数 2.5 ,不同飞行高度及喷管进口总压开展计算,研究飞行高度及喷管进口总压对发动机喷流及底部流场的影响。结果表明,保持飞行高度、来流马赫数不变,喷管进口总压增加,底部压力系数逐渐提高。燃气质量浓度最大值位于底部空腔的壁面处,且保持一个恒定值。保持喷管进口总压、来流马赫数不变,飞行高度增加,喷流高速区向后移动且中心区最大马赫数增加。在一定飞行高度下,底部压力系数由负转正,即飞行器底部会出现正推力,这对飞行器的射程会产生重要影响,需要提前评估。 相似文献