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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。 相似文献
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本文根据火箭发动机推力等于作用在火箭发动机内外表面上压力的合力这一基本公式,引入在一定条件下喷管扩张段内的燃气压力与喷管截面半径成线性变化的关系,导出大料切角时斜切喷管火箭发动机的轴向推力和侧向力理论计算的近似公式。计算结果与六分力推力试验的测试结果相比颇为接近,说明该公式具有较好的计算精度,可以用于涡轮式火箭弹推力和转矩计算以及某些反推发动机的推力计算。 相似文献
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固定翼无人机起降过程对场地要求高,这限制了其应用。为此,提出四火箭助推无人机实现短距离起降的方案,并对火箭助推无人机起降控制算法进行研究。设计火箭助推无人机起降过程的控制策略;建立无人机气动力、助推火箭作用力、发动机推力及控制律数学模型,构建无人机起降过程的动力学方程;设计一种基于PID 控制的控制算法,控制目标无人机在各种干扰环境下安全稳定地完成起降过程;利用MATLAB 软件编程进行仿真计算,并通过对比仿真结果与试飞结果,来验证该控制算法的有效性。结果表明:所设计的控制算法及控制律满足目标无人机起降过程的控制要求。 相似文献
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在总结固体火箭发动机试验架的设计、性能试验与使用的基础上,介绍了试验架的静态性能及动态性能试验系统的组成、技术要求、操作程序和数据处理方法。作为非标准机械设备的试验架,是固体火箭发机静止试验中推力测试的主要误差源,控制这一环节,为提高固体火箭发机推力测试的准确性提供了保证。 相似文献
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为获得飞行马赫数Ma0=0~8 RBCC发动机特性及结构调节规律,基于试验数据,建立了采用控制体法,考虑热完全气体效应、化学平衡流动效应、黏性损失及热损失等影响的发动机特性分析模型,并通过发动机自由射流试验获得的推力、比冲数据对所建立的发动机特性分析模型进行确认。完成二元中心火箭布局变结构模型RBCC发动机火箭引射模态、火箭冲压模态及冲压模态特性仿真,定量获得了飞行动压、马赫数、攻角、当量比、火箭流量等因素变化对发动机性能影响;并针对给定模拟飞行弹道,完成Ma0=0~8 RBCC发动机特性计算,给出了进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比随飞行马赫数及工作模态变化规律。研究表明:1)火箭引射模态,马赫数每增加1,推力、比冲增加约18.2%,火箭推力增益增加约15%;2)火箭冲压模态,火箭流量越大,火箭推力增益越小,且获得正的火箭推力增益范围越窄;3)Ma0=2模态转换点,发动机性能及结构参数均存在间断,确保推力及结构参数的连续调节、匹配应是模态转换规律制定的关注点;4)模拟弹道下,进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比在Ma0=0~8范围内分别变化6... 相似文献
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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. 相似文献
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在分析了喷注器整体针阀及调节杠杆的受力情况后,针对整体针阀的弊端提出利用推进剂液压力为关机驱动力的双针阀喷注器,有效地解决了双调变推力液体火箭发动机的关机。试验证明起动关机和动态响应迅速,关机后两组元均能可靠断流。 相似文献
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系统梳理了国内外变推力液体火箭发动机调节控制技术的研究历程及研究现状,并结合我国航天动力研究基础,指出通过在主系统或副系统管路上设置液体或燃气流量调节装置、通过可调结构的针栓式喷注器同步对流量与压力进行匹配调节仍然是实现大范围变推力调节的两种主要手段;分析了变推力液体火箭发动机推力调节的关键技术及其解决途径,预测了未来一段时期内变推力液体火箭发动机及其调节技术发展趋势,提出了若干适合我国国情的研究建议,为我国低成本、可重复使用天地往返运输技术的发展和有关研究者开展研究工作提供一定的参考。 相似文献
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影响液体火箭发动机比推力的因素 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍液体火箭发动机采用大比推力对提高导弹经济性的作用,论述推进剂性质,燃烧室压力,氧化剂剩余系数对液体火箭机动机比推力的影响及选用范围。 相似文献
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针对常温推进剂发动机推力室再生冷却和撞击式喷注器结构,分析了推力室身部与喷注器对接部位的流场特性,对流场均匀性进行了实验测量。结果表明:推力室身部再生冷却通道出口压力存在约0.15 MPa周向不均匀。身部出口节流显著提高局部流速,使喷注器面氧化剂湍流度和不均匀性增加,进而改变燃烧特性。通过撞击喷注单元雾化试验,获得了18 m/s的推进剂入口边界流速。基于喷注器流场均匀性,提出控制推进剂流速,降低不均匀性,进而抑制纵向高频燃烧不稳定性的控制方法。发动机热试结果表明,采用(15±1) m/s的推进剂入口流速,控制方法抑制了纵向高频燃烧不稳定性。 相似文献
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富氧补燃循环发动机启动过程 总被引:1,自引:0,他引:1
启动过程是液体火箭发动机研制中的重点和难点,解决大推力补燃循环发动机启动问题的主要措施应为:通过控制预燃室的燃料流量以有效地将预燃室的组元比控制在合理的范围内,并可以控制发动机的启动速率;燃烧室点火时预燃室应有较高的压力,同时应通过推力室燃料路的节流来减小燃烧室压力的上升速率;对于自身启动发动机,较高的入口压力有利于发动机启动。这些措施解决了富氧补燃循环发动机的启动问题,可供同类发动机的研制借鉴。 相似文献
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High combustion temperatures and long operation durations require the use of cooling techniques in liquid propellant rocket engines (LPRE). For high-pressure and high-thrust rocket engines, regenerative cooling is the most preferred cooling method. Traditionally, approximately square cross sectional cooling channels have been used. However, recent studies have shown that by increasing the coolant channel height-to-width aspect ratio and changing the cross sectional area in non-critical regions for heat flux, the rocket combustion chamber gas-side wall temperature can be reduced significantly without an increase in the coolant pressure drop. In this study, the regenerative cooling of a liquid propellant rocket engine has been numerically simulated. The engine has been modeled to operate on a LOX/kerosene mixture at a chamber pressure of 60 bar with 300 kN thrust and kerosene is considered as the coolant. A numerical investigation was performed to determine the effect of different aspect ratio and number of cooling channels on gas-side wall and coolant temperatures and pressure drop in cooling channels. 相似文献