航天飞机主发动机主要工况验证试验

在1995年8月至1996年5月间,利用技术试验基础(TTB)发动机实施了航天飞机主发动机(SSME)试验计划。对单级入轨火箭的研究表明,扩大推进系统的工作范围可显著降低火箭重量和成本。该试验计划证明,SSME 能在很宽的工作范围内安全工作,因此可用于单级入轨任务。共完成了八项试验,其中四项是在马歇尔航天飞行中心(MSFC)先进的发动机试验台上完成的,另外四项在斯特尼斯航天中心(SSC)A—2高空试验台上完成。主要试验项目有:1)发动机混合比在5.4～6.9之间的主级工况;2)在显著降低发动机入口压力(液氧为0.34MPa,燃料为0.26MPa)下的额定起动性能;3)在额定功率(RPL)的17%,22%,27%,40%,45%和50%下的低功率工况。采用高度仪表化的 TTB 发动机能够详细研究发动机系统的工作情况,这是标准的 SSME 所不能完成的,而且对更深入地了解SSME 和一般液体火箭发动机的能力起到了重要作用。     

双推力室起动同步性研究

我国新一代大推力液氧/煤油补燃发动机采用双推力室方案,发动机起动时存在推力室点火不同步情况.以500 t级液氧/煤油补燃发动机为研究对象,针对起动时推力室点火不同步问题,对发动机推力室燃料路的控制方案进行了研究.建立了描述补燃循环发动机起动过程的数学模型,搭建了双推力室发动机起动仿真平台.通过对推力室燃料路两种控制方案的对比分析：指出了从降低发动机系统对双推力室不同步点火的敏感程度考虑,采用2个燃料节流阀分别控制各分支燃料路的方案较优;推力室燃料路采用一个燃料节流阀的控制方案时,推力室冷却套流阻偏差不宜大于1 MPa.     

双燃料地球入轨运载工具的火箭喷管膨胀比分析

可完全重复使用的地球入轨运载工具终将扩大现有运载工具如航天飞机的运载能力,甚至取而代之.我们已对两种运载工具进行了讨论.一种是单级运载工具,另一种是两级平行燃烧运载工具,它们在起飞时都同时采用烃和氢发动机,到达轨道前,烃发动机熄火,由氢发动机推进来爬升到轨道.在以前的研究中,航天飞机主发动机(SSME)是采用氢发动机和双位喷管,喷管膨胀比为40和150.     

SSME实时振动监测系统在先进发动机健康管理中的应用

介绍了由马歇尔太空飞行中心(MSFC)开发的实时振动监测系统(RTVMS)的工作能力,该系统用于航天飞机主发动机(SSME)高速涡轮泵振动分析和减轻破坏。在斯坦尼斯太空中心(SSC)的 SSME 静态试车中正在使用 RTVMS 系统,表明已具有了在发动机工作过程中进行实时振动分析和健康监测的能力。由这些数据可评估高速运转的涡轮泵主要健康指标的离散谱信号,以减缓潜在的灾难性破坏。监测潜在故障的指标可使 SSME 项目能够开发一种基于振动分析的数字化发动机健康监测系统,从而在航天飞机飞行计划历史上首次实现了一种发动机高压涡轮泵振动飞行红线预警。     

火箭冲压组合动力系统特征点推阻特性初探

推阻力是火箭冲压组合动力系统的重要特性,研究推阻特性及影响因素对动力系统研发极为重要.对模型动力系统在高空高速点下的推阻力进行了仿真和试验研究,获得了动力系统在火箭发动机模态、火箭/冲压发动机模态及冲压模态、不同余气系数下的推阻力.结果表明:所研究的模型在火箭发动机模态下,火箭发动机推力室在动力系统内产生的推力大于火箭发动机的设计推力;火箭/冲压发动机共同工作条件下,推力大于火箭发动机设计推力与同一余气系数冲压发动机模态推力之和;冲压模态下,动力系统的推力随余气系数减小而增大;理论计算与试验结果相符.     

液体火箭发动机起动过程减损控制研究

为了控制液体火箭发动机起动过程中故障的发展,以便提高发动机的可靠性与安全性,在其关键部件损伤与系统性能之间折衷考虑,实施减损控制。提出一种以减小部件损伤为目的的发动机开环控制结构,并对其所涉及的相关模型作了简短的分析;通过综合分析减损控制律,可对控制输入序列进行优化选择。仿真研究了某火箭发动机起动过程实施减损控制后的两个实例,结果表明通过减损控制,可以实现在系统性能不明显损失的情况下,较大幅度地减小关键部件损伤。     

补燃循环发动机强迫起动研究

某泵压式液体火箭发动机是我国首台采用强迫起动方式的补燃循环发动机.结合发动机特点建立了强迫起动模型,进行了系统级冷调试验,根据试验及仿真结果确定了发动机起动参数及起动程序.针对试车暴露的问题,采取一系列措施解决了起动超调、起动爆燃、推力室点火冲击大及喷注器起动变形等问题.研究结果在发动机试车中得到验证.     

HAN基无毒单组元1N发动机设计研究

对硝酸羟胺(HAN)基单组元1N发动机的设计进行了研究。给出了发动机总体设计中喷注方式、催化床、支架、身部材料和控制阀等要点。介绍了发动机研制中突破的关键技术:采用3孔喷注器对流量进行均匀分配,提高发动机温起动次数,缩短响应时间;催化床分隔为前床和后床,分别使用不同直径大小的催化剂,减小空腔,提高发动机性能;挡板和分隔板应用耐高温铂铑合金材料,提高发动机性能和寿命。高空模拟热试车表明:设计的HAN基1N发动机可实现平稳点火,并获取了发动机的稳态和脉冲工作性能。发动机研制已完成了模样阶段并转入初样阶段,并被国内快响小卫星采用。     

先进固体火箭发动机

本文介绍的先进固体火箭发动机(ASRM)是一个直径为3810mm的分段式发动机,为提高航天飞机的可靠性和设计安全裕度,对该发动机做了大量的设计改进,它的推力特性使得不必要在最大动压期间调节航天飞机主发动机(SSME),这可减少或消除大约175个航天飞机系统的临界状态1/1R失效模式,它将能提供5443kg的有效截荷增量,为保证该发动机的高质量、高重现性和可靠性,需要建立新型的全自动化的加工设施,ASRM的设计和计划安排是在A和B两阶段研究的基础上提出的,ASRM航天飞机的研制飞行,暂定于1994年下半年进行。     

泵压式多次起动发动机起动过程仿真研究

某型上面级液体火箭发动机采用可反复充填的起动箱作为起动系统,实现了泵压式发动机的多次起动,但相比火药起动器炮式起动方式,发动机起动过程更为复杂。为研究发动机起动过程工作特性,应用Modelica语言,基于MWorks平台建立了起动箱多次起动泵压式发动机动态特性仿真模型,对发动机起动过程进行了仿真研究,分析了起动箱压力、起动箱内推进剂消耗量、起动参数设置对起动过程的影响。结果表明:发动机每次起动推进剂消耗量远小于起动箱设计容积;起动过程参数变化呈现"挤压起动-再充填-稳态工作"三个平台变化的显著特征;发动机在较大起动箱压力范围内均能够保证正常起动。发动机热试车结果验证了发动机起动时序设置的合理性和起动箱参数设置对起动过程的影响。     

液体火箭发动机“热泵”起动研究

多次起动泵压式液体火箭发动机存在"热泵"起动故障,主要原因是发动机再次起动时,泵部件的温度过高引起推进剂气化,导致推进剂增压泵不能够正常建压。因此提出一种"热泵"起动故障的解决方案:在发动机系统上增设排空系统和排放系统,降低泵部件的温度及泵腔的含气率;在涡轮和泵之间增加隔热结构,减少它们之间的热量传递;对发动机再次起动的时序进行调整。该方案结合某型多次起动泵压式上面级发动机试验验证,"热泵"起动故障圆满解决。最后通过对不同试验结果和高空环境仿真结果的对比,验证了该方法的正确性,能够提高发动机再次起动的可靠性。     

布洛克Ⅱ——一种新型航天飞机主发动机

1971年,洛克威尔国际公司洛克达因分公司与 NASA——马歇尔空间飞行中心(MSFC)签订设计和研制航天飞机主发动机(SSME)的合同。同时,NASA——MSFC 和洛克达因分公司联合生产一种具有高性能、高可靠性和可重复使用性的液体火箭发动机。SSME 已参加76次航天飞机的飞行,或者说自1981年4月的 STS—1的首次飞行以来已有228台发动机参加发射。这些飞行基于2476次地面试验,热试时间累计735,074s,相当于483次以上的航天飞机飞行。     

我国可重复使用液体火箭发动机发展的思考

重复使用是降低航天发射成本的重要途径之一,是液体火箭发动机未来发展的重要方向。本文分析了可重复使用液体发动机的发展趋势,针对可重复使用运载器对发动机功能的需求,探讨了动力系统方案;对比了液氧煤油和液氧甲烷等推进剂组合和不同循环方式,认为几种发动机方案均可满足重复使用运载器的需求;研究了重复使用发动机的关键技术,提出应重点研究可重复使用液体火箭发动机高温组件热结构疲劳寿命评估及延寿技术、运动组件摩擦磨损技术、结构动载荷控制与评估技术、快速检测评估与维修维护技术、健康监控与故障诊断技术、二次或多次起动技术与大范围推力调节技术等。     

膨胀循环发动机起动过程研究

针对膨胀循环发动机起动过程的计算问题,基于模块化建模方法,研究了各组件的数学和仿真模型,运用Simulink工具箱,编制了针对液体火箭发动机系统起动过程计算所需的各个模块库。在此基础上,对膨胀循环发动机系统的起动过程进行了仿真研究,分析了起动过程的影响因素。     

结构动力学模型修正技术在液体火箭发动机中的应用

可重复使用成为未来液体火箭发动机的重要发展趋势,载荷分析是进行疲劳问题分析的前提,而精确的结构动力学模型又是进行响应计算和界面载荷分析的基础。由于液体火箭发动机结构的复杂性,需要采用模型修正技术对初始建立的有限元模型进行修正。主要介绍了MC-1发动机的模型修正及界面载荷研究,SSME发动机模型修正过程、模型修正技术在航空航天其他领域的应用情况。根据是否考虑试验结果的不确定性,将模型修正方法分为确定性模型修正和随机模型修正两大类。主要阐述了经典的基于灵敏度的模型修正方法和对发展方向进行展望。     

中国航天用几种固体火箭发动机简介（六）：FG—47长二丙改进型火箭变轨发动机

一、概况ＦＧ４７发动机是发射铱星用的长征二号丙改进型运载火箭的变轨动力装置，由其将铱星从椭圆停泊轨道转移到６３０公里的圆形运行轨道，以建立低轨道全球移动卫星通信系统。该发动机由原中国航天工业总公司河西化工机械公司于１９９３年８月开始研制。在模样和初样阶段，该发动机共进行地面、高空模拟及六分力试验１１台，均获得成功。同时，还进行了温度循环、低频与高频冲击、公路运输、振动、模态等环境试验和转动惯量测试，又参加了分配器的分离试验和热真空试验。１９９７年９月１日参加长征二号丙改进型发射模拟星飞行试验，…     

多次起动阀设计

介绍了一种多次起动阀的设计，这种多次起动阀功用主要起隔离的作用，当发动机工作时能多次为发动机提供推进剂，而发动机停止工作时则断流。提出了设计方案，并对方案中的关键技术作了分析研究。     

补燃循环发动机起动过程涡轮功率控制

分析了采用富氧燃气发生器的补燃循环发动机起动过程中涡轮功率的控制方法,指出起动过程中涡轮功率的主要控制参数为发生器温度和涡轮压比。起动过程中发生器温度的控制依靠选择合适的流量调节器起动流量、转级时间和转级速率来实现。起动过程中涡轮压比的控制需要控制推力室的建压时间和建压幅度,这需要选择合适的推力室燃料主阀打开时间、燃料节流阀转大流量的时间。通过数值仿真,分析了上述控制方法对发动机起动过程的影响机理。     

新型加热器在运载火箭绿色单元发动机上的应用

运载火箭用绿色单元发动机需要预热达到120℃以上才能正常起动,为了降低发动机的加热功耗,开展了新型高效加热器的研究。根据加热器的工作特点,提出了管式和弧式两种加热器结构,外壳都采用高温合金。通过发动机数值仿真与发动机高空热试车相结合的方式进行了对比分析考核,结果表明:两种加热器都通过了热试车考核,在相同的加热功率与加热时间条件下,弧式加热器对发动机的加热效果更好,能够降低发动机加热功率和缩短加热时间,已成为运载火箭使用的方案。     

发动机起动箱的研制

起动箱是为保证发动机平稳、可靠地起动和点火而研制的燃料贮箱.壳体采用新研制的材料,胶囊采用专用橡胶.该起动箱通过胶囊快速、平稳翻转,将燃料供入发动机管路,挤破点火导管,从而将点火剂挤入发生器和推力室,进行点火.在研制中,主要解决了起动箱的结构设计、翻转胶囊的研制和生产、球壳焊接时对胶囊的热影响及异种材料的焊接等关键技术问题.一台起动箱已通过了各种力学环境试验及性能试验的考核.