SPATR发动机循环参数选择与特性分析

为了更好地选择固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机(SPATR)的设计循环参数,以及拓宽SPATR发动机的工作范围,根据SPATR发动机的结构特点,建立了富燃燃气流量可调的SPATR发动机的性能计算数学模型,并编制了相应的计算程序。利用程序计算和分析了不同空燃比和涡轮进口参数下的SPATR发动机设计点性能,并以此对SPATR发动机设计点循环参数进行了合理的选择。利用程序分别计算了富燃燃气流量可调和不可调的SPATR发动机的高度、速度特性和节流特性,并对计算结果进行分析和比较。结果表明,富燃燃气流量可调节的SPATR发动机具有更好的高度、速度特性,并能够实现节流工况调节,满足飞行器对推力调节的需求。     

火箭基组合循环发动机性能迭代算法研究

火箭基组合循环(简称RBCC)发动机性能分析模型的研究对于RBCC发动机结构的优化设计具有重要意义。本文结合RBCC发动机的结构特点和工作原理建立了RBCC发动机性能分析模型,并对RBCC发动机性能计算方法进行了研究。结合RBCC发动机引射模态和亚燃冲压模态的工作特点,通过迭代计算使进气道、混合段、燃烧室之间的参数耦合,实现了对RBCC发动机引射模态与亚燃冲压模态性能的快速分析。文章通过算例验证了算法的可行性,并通过与文献结果的对比验证了计算结果的可信度。     

全流量补燃循环发动机及其特点

基于分级燃烧循环的全流量补燃循环发动机,由于结构更简单、性能更好、可靠性更高,成为液体火箭发动机的重要发展方向.本文结合RS-2100,介绍了全流量补燃循环发动机系统的基本工作原理,并总结了全流量补燃循环发动机的优点,最后在RS-2100给出的初始参数基础上进行了富燃预燃室和富氧预燃室的热力计算,得到的结果与试验结果基本吻合,为进一步研究提供了参考.     

排气液化循环发动机推力室性能计算研究

用双流管方法分析了液膜对排气液化循环发动机推力室性能的影响。推导了发动机壁面的修正方法,给出了主燃烧区参数、边区流管参数与壁面修正、中心流管性能与双流管性能的计算模型。研究结果表明:液膜冷却会导致少量的性能损失;与常规一维流动不同,双流管的壁面修正不可忽略。     

火药起动系统对发动机起动性能的影响分析

针对采用火药起动器起动的泵压开式循环液体火箭发动机,对其起动系统进行了分析和研究。建立了液体火箭发动机火药起动器计算模型和起动系统燃气管路流场计算模型。将所建立的起动系统模型应用于发动机系统仿真,对发动机火药起动过程进行仿真,分析了起动系统中火药起动器参数和燃气管路参数对发动机起动性能的影响,确定了主要影响参数和影响规律。火药起动器火药药柱内径、火药药柱长度以及燃气管路火药起动器喷管喉部直径为强影响因素;燃气管路涡轮喷嘴喉部直径和管路出口直径在确保发动机火药起动主要工况段燃气管路流场流态为额定工况流态的前提下,为弱影响因素。试验数据验证表明,发动机起动系统的仿真结果正确、可信。     

液体火箭发动机泵动态特性水力试验研究

为了获取新一代大型运载火箭POGO稳定性分析及液体火箭发动机动力学研究等所必需的发动机泵动力学传递函数,进行了以常温水为试验介质、全尺寸降转速液氧/煤油补燃循环发动机氧泵的动态特性水力试验,对试验原理、试验模拟准则、隔离贮箱设计、激励系统设计、控制和测量分析系统设计、试验内容及数据分析方法等进行了深入探讨。通过试验成功地识别出泵的POGO动特性参数及参数的规律特点,为其他水力试验和真实介质试验储备经验。     

RBCC发动机初步设计CAD系统研究

研究了一种用于火箭基组合循环发动机(RBCC)初步设计与方案分析的CAD系统。分析并解决了发动机几何特征参数提取、性能分析模型、设计计算集成、三维图形造型与显示等关键技术。基于AC IS几何造型内核软件,搭建了火箭基组合循环发动机初步设计的CAD平台,并利用该平台进行了算例分析。结果表明,该CAD平台能有效地进行火箭基组合循环发动机的设计与分析,实现了设计、计算一体化,为此类发动机实验器的设计提供了技术支持。     

液体火箭发动机系统动力平衡参数通用计算方法

提出一种在计算机上求取液体火箭发动机系统动力平衡参数的方法.该方法对各种发动机系统方案的分析具有通用性.适用于发动机方案论证工作中的系统平衡参数的确定.用该方法对液氧/丙烷推进剂组合的燃气发生器循环与分级燃烧循环给出了两组计算结果.     

战术火箭/固体火箭发动机一体化优化设计

在综合考虑发动机内弹道性能与火箭外弹道关系的情况下，融内外弹道为一体，系统分析了发动机装药参数，燃烧室设计参数、喷管设计参数、尾翼参数对发动机性能及全弹性能的影响，针对远程战术火箭，建立了火箭总体／固体火箭发动机一体化优化的模型。在所建模型基础上，以火箭弹总体性能最佳目标，对总体和发动机设计参数以及药柱几何参数同时进行优选，完成了九个变量的寻优计算，取得了满意结果。     

低温预冷管路流动及传热非稳态特性研究#

低温液体火箭发动机及管路循环预冷过程涉及复杂的流型转换及传热过程,直接影响发动机及其管路的预冷效果。为准确分析低温介质加注充填过程中循环预冷管路内部的流动及传热特性,建立了一维均相平衡态流体流动及传热数学模型,通过离散化方法分析了非稳态过程液氢预冷循环管路中流体各参数的分布,获得了低温介质充填过程管路传热变化规律及其影响因素。     

液氧/甲烷火箭发动机性能敏感性分析

为了弥补极差分析法在发动机性能敏感性分析方面的不足,提高低温火箭发动机性能敏感性分析的准确度,引入了方差分析法,以某型液氧/甲烷发动机为例开展了性能敏感性分析,并通过F检验得到了每个干扰因素对发动机性能影响的显著性指标,与传统的极差分析法相比,提高了液体火箭发动机性能敏感性分析的准确度。结果表明:发动机推力和混合比对同一因素的敏感性存在差别,其中对发动机推力和混合比的影响最大的是涡轮泵效率,均呈现高度显著;紧随其后,对推力影响显著性最高的是副系统流阻特性,而对混合比影响最高的则是主系统流阻特性。研究表明,方差分析法可以有效提高敏感性分析的准确度,既为该型发动机的研制提供了理论支持,也为其他发动机的敏感性分析提供了新的参考。     

小推力发动机膜冷却工程算法研究

为满足工程上对推力室内部传热流动分析的要求,应用分层流动理论,结合半经验传热和化学反应平衡模型,建立了分析小型液体火箭发动机推力室膜冷却的传热模型。以气氧/煤油发动机为例,初步实现了对定常情况下膜冷却过程的模拟。计算表明,冷却剂的质量分数,燃气的流动状态,喷注器尺寸等因素对冷却效果和发动机总体性能有重要影响。研究结果可为新一代小型液体火箭发动机的研制提供参考。     

登月舱用深度变推下降级发动机系统方案研究

在我国的载人登月技术方案中,为实现软着陆,登月舱需要一种大推力、高性能、多次起动,能够大范围变推力的泵压式发动机.通过研究国外登月用下降级发动机技术发展现状和趋势,基于我国氢氧发动机和低温推进剂空间贮存水平,进行了深度变推发动机的系统方案研究;通过分析比对燃气发生器循环和膨胀循环系统优缺点,确定发动机系统方案为涡轮串联闭式膨胀循环;采用空间可长时间贮存的液氧/甲烷推进剂组合,可满足任务周期要求;根据推力深度调节时对各组合件性能要求,确定喷注器燃烧稳定技术和燃烧室身部传热技术是深度变推发动机研制的核心关键技术.     

中国航天主动力液体火箭发动机技术进展（英文）

Liquid propellant rocket engines for a launch vehicle are an essential aerospace technology, representing the advanced level of hi-tech in a country. In recent years, China's aerospace industry has made remarkable achievements, and liquid rocket engine technology has also been effectively developed. In this article, the development processes of China's liquid rocket engines are discussed. Then, the performance features of China's new generation liquid rocket engines as well as the flight tests of the new-generation launch vehicles are introduced. Finally, the development direction and the most recent progress of the next generation large-thrust liquid rocket engine is presented.     

A new generation of space engines

A primary method of launching future spacecraft will be the Space Transportation System (STS). Studies have identified minimum length stages capable of lifting heavy and deployed payloads from the STS low-Earth orbit to geosynchronous Earth orbit using storage or cryogenic propulsion systems.

Aerojet TechSystems is presently developing two engines suitable for these stages, a storable engine in the few thousand pound thrust range, and a cryogenic engine with a thrust of only a few hundred pounds. The stringent life and performance requirements of these engines offer new technical challenges which can only be met through the consequent employment of novel materials and processes for the storable engine and through innovative design concepts for the cryogenic engine. The storable engine breadboard testing has been accomplished, and the flightweight development program will be complete by the end of this decade. A qualified engine is anticipated for service in the early 1990 time frame. The low thrust cryogenic engine lags this storable engine by approximately three years in development and availability.

This paper discusses the technical issues, their solutions, and the development status of these two engines.     

蓝箭航天液氧甲烷发动机研制进展

探讨了国内外商业航天运载火箭及其发动机的发展情况,研究比较了液氧甲烷、液氧煤油和液氧液氢等推进剂组合,提出液氧甲烷是商业航天、未来可重复使用液体火箭发动机的发展方向和最佳选择。分析了液体火箭发动机推力选择的原则,确定了蓝箭航天液氧甲烷发动机的推力为80 t和8 t。比较了燃气发生器循环、补燃循环及膨胀循环等动力循环方式,选择了燃气发生器循环的技术方案。介绍了蓝箭航天两型液氧甲烷发动机的总体方案、性能指标、技术创新点、用途和研制情况。     

低温推进剂液体火箭发动机超导电磁泵压循环系统初步设想

为解决大型液体火箭发动机现有循环系统性能和技术难度及成本之间的矛盾，本研究基于低温推进剂液体火箭发动机工作环境特点，并结合磁流体发电机和直流超导电机的原理和工作特性，提出了一种不同于涡轮泵循环的超导电磁泵压循环系统。文中阐述了系统中超导电磁泵和磁流体发电装置的基本结构与工作原理，分析了系统的优缺点，并对超导电磁泵压循环系统进行了初步的可行性论证，最后对超导电磁泵压循环系统的应用前景进行了分析和论述。结论认为．作为一种全新的火箭发动机循环系统，超导电磁泵压循环系统具有非常广阔的发展及应用前景。     

某型号大推力火箭发动机试验推力测量不确定度评定

根据某型号大推力火箭发动机试验推力测量系统的工作原理和组成、计量标准量值传递关系和系统低温调试结果,确定推力测量系统的不确定度来源,通过进一步的误差分析并应用误差计算理论对系统不确定度进行评定,得出该系统测量不确定度作为推力测量准确性依据。     

泵压式氢/氧液体火箭发动机质量分析

在文献资料研究的基础上,根据泵压式氢/氧液体火箭发动机的实际特点,考虑发动机性能参数及结构尺寸等影响因素,利用理论推导、统计学及面密度等方法建立发动机质量模型。通过对SSME、RD-0120等8台氢/氧发动机质量的计算,验证了质量模型的合理性。为发动机在系统方案论证时,其质量、性能等参数的估算和优化奠定了基础。     

LOX/LCH_4变推力发动机技术初步研究

对国内外变推力发动机和LOX/LCH4发动机的研究进展进行了总结,在此基础上,提出了一种LOX/LCH4变推力发动机系统方案。在深入分析的基础上,对此方案进行了功率平衡和推力室传热计算,结果表明该系统方案完全能够实现10:1推力变比。LOX/LCH4变推力发动机可以广泛应用于多种运载器和航天器中,对我国探月及后续的载人登月工程均可以提供技术支持,对LOX/LCH4发动机的技术发展和未来的载人登陆火星等任务都具有深远影响。