新型液体火箭发动机试车台起动试验系统方案设计

为满足总体对发动机地面试验入口压力的设计要求,提出了三种试车台起动试验系统设计方案。论证表明,设计方案可行,布局紧凑、合理。综合考虑,确定起动容器与主容器接力试验系统作为新建台的设计方案。     

试车台氧化剂系统增压能力影响因素分析

试车台进行改造后,管路和容器参数都发生了变化,试车过程中需在要求时间内完成发动机氧化剂入口压力从前稳段升压至过载段。首次试车过程中由于贮箱增压计算出现误差,导致氧化剂升压过程中增压阀门多次动作。为避免升压过程中增压阀门的多次动作,获得试车台的实际增压能力,对其影响因素及试车数据进行了分析,修正了调整计算过程。试验结果表明:调整计算正确,改进措施有效,满足了试验任务要求。     

印低温发动机进行长时间试车

印度为静地卫星运载器(GSLV)研制的国产低温发动机2003年12月5日在低温推进系统中心成功进行了一次耐久性试车。试车中,发动机以69.6千牛的推力工作了1000秒,装在一起的两台低温方向控制发动机也以1.96千牛的推力同时工作。实际飞行中,这种泵输送式再生冷却发动机需要工作720秒。此次长时间试车标志着该发动机鉴定工作的结束。印度迄今已用3台试验发动机累计进行了6000秒的试车,国产低温上面级系统的研制工作也进展顺利。目前GSLV火箭使用的是俄罗斯提供的低温上面级。印低温发动机进行长时间试车     

液氧／煤油补燃火箭发动机氧路低频动特性分析

液体火箭发动机氧路系统低频动特性研究是进行运载火箭POGO振动分析和判别的必要工作。以某型液氧／煤油补燃循环火箭发动机为研究对象,采用模块化建模方法建立了基于自动控制理论的发动机氧路系统线性小偏差的传递矩阵模型,分别对发动机氧路系统和试车台氧化剂输送系统动特性进行数值仿真,并对比分析了试车数据和仿真结果。研究表明,数学模型和计算方法具有一定的正确性;熵波对系统的低频动特性有一定影响。     

液体火箭发动机声振环境试验及统计能量分析研究

对试车台上某型液体火箭发动机单机试车时发动机产生的喷流噪声和发动机上方目标声场进行了多次测量,并基于统计能量分析方法建立了该箭体-火箭发动机系统的声振分析模型,以试验和计算相结合的方法对有效载荷舱目标声场进行仿真计算,并和试车台上目标声场测试结果进行了对比分析,两者具有较好的一致性,表明该分析方法在中高频进行结构声振预示的可行性。     

中国

长七火箭芯二级动力系统试车圆满成功 据中国载人航天工程网报道,8月29日,在航天科技集团公司六院101所进行的长征七号运载火箭芯二级动力系统热试车试验取得圆满成功。火箭芯二级配置4台液氧煤油发动机,其中两机固定,两机双向摇摆。试验中发动机正常点火。各系统工作状态良好,并按程序定时关机。经试验数据判读,各项参数满足设计要求。试验取得圆满成功。     

火箭发动机随机推力调节控制驱动器的研制

为满足某型号液体火箭发动机定混合比随机无极变推力工作要求,研制了基于DSP处理器的随机推力调节控制驱动器。该控制驱动器实时接收随机变推力指令,在定混合比条件下,协调控制发动机系统上的燃料及氧化剂路调节阀,从而控制燃料及氧化剂流量,完成发动机的随机变推力控制。其参加多次发动机系统冷调试验及地面全程热试车,工作稳定可靠,实现了变推力双组元推进剂流量同步控制,精确控制发动机混合比,快速响应随机变推力控制要求。     

一种姿轨控发动机地面试验控制系统设计

控制系统在试车过程中发出指令信号,使发动机和试车台各工艺系统按照预定的程序完成规定试车任务。为了适应某型号姿轨控发动机试验对控制精度要求的提高,需要对现有控制系统进行改造,基于现场可编程门阵列和高速固态继电器设计了一种新的控制系统,其控制模块用于操作人员对试验系统上的各路电磁阀进行手动与自动控制,其复记模块可以实时记录系统状态以便于指挥人员了解系统工作状况,并能够进行数据分析判断。该系统建成后可以满足该型号姿轨控发动机试验的要求,控制精度为0.1 ms。     

阿里安V上面级发动机VINCI的研制状况

本文对2002年6月以前VINCI发动机的研制进展情况进行了综述.阐述了VINCI发动机的系统、结构以及发动机的细化设计(包括机械分析模型和热力学模型),介绍了VINCI发动机制造和发动机主要组件的试验情况,最后对VINCI发动机的试车台和试车计划进行了简介.     

运载火箭气氧/煤油姿控发动机技术研究

为实现空间推进系统的无毒、无污染、低成本、高性能和高可靠性,在国内首次研制了运载火箭辅助动力系统气氧/煤油发动机。以推力150 N的气氧/煤油发动机为研究对象,给出了点火、喷注器及身部冷却、阀门等的设计方案。介绍了研制中突破的小姿控发动机电脉冲点火器、气/液组合的有效混合、发动机稳态工作时的烧蚀,以及高空真空点火等关键技术。计算了气液两相流稳态燃烧流场并进行了氧化剂路气流试验。地面热试车和高空模拟热试车的结果表明,电脉冲点火器可实现发动机的可靠点火,采用同轴离心式内混合喷注、铌合金液膜辐射冷却方案的该气氧/煤油发动机真空比冲可达2 800 N.s/kg,脉冲工作大于3 000次,但真空中发动机的冷却仍需进一步研究。     

液体火箭发动机涡轮泵系统多次启动的试验研究

为研制空间或高超声速机动飞行器的高空或空间多次点火启动工作推进系统,根据确定的推进系统主要技术要求,对长征火箭上面级发动机涡轮泵系统作适应性改进,进行了多次启动试验。试验结果表明,系统各次启动、稳态工作和关机正常,性能稳定,无漏液和漏水,试验参数匹配协调,并与理论分析结果一致。本文的改进方案可行。     

液氧/煤油发动机试验控制系统软件架构与设计

论述了液氧/煤油发动机试验控制系统软件的架构和设计。该系统硬件采用基于PXI总线、模块化仪器的上下位机架构,软件上位机采用WINDOWS 2000操作系统、Lab-VIEW DSC和LabVIEW RT多线程优先级可视化编程环境,下位机采用Embedded LabVIEWRT模块,上下位机通过Ethernet和DataSocket实现连接和通讯。通过系统软件结构和程序模块设计,实现了发动机各种状态控制、试验过程信号实时检测及动态工艺流程显示等功能,系统具有高可靠性、高实时性、可视性、可操作性、可维护性和安全性等质量特性。     

高压液氧供应系统管路设计

高压液氧供应系统是我国压力最高的挤压式液体火箭发动机试验台的关键分系统。在系统设计过程中，通过合理布置管路，设计专用固定支架，采用自然补偿和堆积绝热技术，解决了高压低温推进剂系统管路设计中的难题。该系统顺利通过气密性检查和调试，经多次热试车考核，系统稳定可靠，满足设计要求。     

液氧/煤油发动机燃料节流阀试验技术

在长征系列发动机主泵试验系统现有的基础上经局部改造而建造了燃料节流阀试验系统。利用长征系列发动机主泵作为动力源,提高其转速,解决了燃料节流阀试验要求的高扬程、高背压等技术难题。设计改进了控制高压供气系统。在高入口压力下对节流阀的性能进行了成功试验。动态特性参数的测得为燃料节流阀工作特性的深入研究提供了有效依据。     

液氧煤油发动机蒸发器路单向阀结构优化

在某次液氧煤油发动机试车中,由于蒸发器路单向阀调整流量小于设计流量,导致单向阀阀芯发生颤振,从而在发生器氧系统引入激励源,引起发生器供应系统的耦合振荡,发动机结构振动大幅增加,导致试车中止。根据发动机使用要求,对单向阀结构进行了结构优化。通过AMEsim软件对优化后单向阀进行的仿真分析及试验验证,表明优化措施有效。优化后单向阀参加发动机热试考核,工作正常。     

动力系统试验吹除系统调试问题分析

新一代运载火箭动力系统试验台首次承担某型号动力系统试验任务,在发动机燃料头腔（燃气腔）吹除调试过程中发现吹除压力偏低,难以满足试验要求.介绍了吹除系统组成及利用孔板模拟发动机吹除路背压的调试方案,分析了引起吹除路压力偏低可能原因是孔板模拟的额定吹除流量或供气管路的阻力系数偏大.因此,通过模拟孔板流量系数标定和管路流阻特性计算,最终确定供气管路阻力系数偏大是引起吹除压力值偏低的主要影响因素,并通过制定加大供气管路内径、减少系统阀门数量等针对性改进措施,优化了地面配气工艺系统.经试验验证：吹除压力偏低的原因分析是正确性的,采取改进措施后供气管路的流阻损失降低了47％.同时确定了试前气源的容积及充气压力,保证了试验的顺利进行.     

液氧/煤油发动机试验废水的循环使用

为达到国标中有关污水排放的二级标准及节约利用水资源,设计和安装了液氧/煤油发动机试验台试验污水处理和循环使用系统。发动机试验采用水冷式导流槽,每次试验的用水量很大,并且试验产生的废水会含有一定量的煤油,该处理系统采用过滤-吸附-消毒等工艺对试验产生的污水进行处理,并将处理后的污水进行循环使用。系统投入使用后污水处理效果理想,且运行稳定、便于维护。