液体火箭发动机端面密封用石墨材料内部缺陷检测工艺方法

介绍了石墨材料的制造工艺和缺陷类型,并结合液体火箭发动机端面密封的工作特性,阐明了端面密封用石墨材料内部缺陷检测的必要性。对目前通用的无损检测方法进行了对比分析,确定了适用于液体火箭发动机端面密封用石墨材料内部缺陷的X射线检测方法,并对X射线检测过程中图像灰度、对比度、电压、电流、滤片及积分时间等关键工艺参数的影响因素进行了对比分析,确定了石墨材料内部缺陷检测的工艺参数设置准则及高精度检测方法,实现了石墨材料内部孔隙的可视化仿真分析,并提出了一种基于图像处理的石墨材料气孔率统计计算方法,最终建立了液体火箭发动机端面密封用石墨材料内部典型缺陷的特征标样。     

静环振动对涡轮泵端面密封失效的影响

为了深入认识涡轮泵端面密封的失效机理,采用动网格方法和可压缩液体模型模拟了静环简谐振动对密封腔内流体的激励作用,获得了静环脱开的力学条件,并研究了静环振动对密封失效的影响规律和改进措施。计算结果表明,静环简谐振动将激励密封腔内流体产生压力脉动,并在静环两侧形成较大的压力差;静环承受的净作用力周期性波动,在位移处于π/2相位时达到最大值;随着静环振动频率和幅值增大,最大净作用力也不断增大,最终达到静环脱开泄漏的条件。在简谐振动作用下,净作用力峰值受振动频率影响较大;在脉冲冲击作用下,净作用力峰值与冲击过程有关,而与脉冲的出现频率关系不大。通过连通静环两侧的流体,可以减弱静环振动产生的激励作用,大幅降低净作用力的脉动峰值,从而提高端面密封的可靠性。     

陶瓷端面密封环的应用研究

本文介绍了用于 AK-27K 介质的端面密封环材料的选择及应用研究概况。通过抗介质腐蚀选材试验和磨擦匹配试验,确定了高致密氧化铝陶瓷为动环,二氧化钛增强氟塑料为静环的对摩材料。陶瓷密封环的平直度小于或等于2个光圈、光洁度为▽13。在轴转速2900转/分、轴径40毫米,压力7个大气压的条件下,磨损甚微,使用寿命较长,泄漏量较低,满足了使用要求。     

涡扇发动机全加力状态收油门过程中分流环参数变化的飞行试验

通过在飞行条件下对某型涡扇发动机端部厚度分别为1.0mm和1.5mm的分流环静压和变形量进行实时数据采集,得到了不同飞行高度、速度条件下,分流环内外壁面静压值以及分流环的变形量.结果表明:飞机在发动机全加力状态飞行时急收油门过程中,分流环内外壁面静压差值会产生急增,差值增量随飞行速度的增加而增加,分流环厚度越小,增量越大;分流环内外壁面压差是导致分流环变形的主要原因,并给出了该型分流环变形量随压差的变化关系.      

冲压发动机燃烧室壳体静热试验局部失稳变形分析

对静热试验中某发动机燃烧室壳体的局部失稳变形的试验现象进行了描述,为探究其失稳变形产生的机理,对试验测得的温度数据和应力数据进行了分析,并对静热联合作用下的应力分布进行了有限元的计算,找到了引起静热联合试验中燃烧室壳体产生局部失稳变形的主要原因,并给出了解决该类问题的几点建议。     

高压压气机钛着火的危害与防止措施

自60年代以来,钛合金在飞机发动机中得到广泛应用。在工作温度允许的条件下,压气机盘、转子叶片、静子叶片、机匣、蓖齿封严环等均采用钛合金。但在使用中,许多发动机的旋转钛制零件(转子叶片、封严蓖齿等)与静止钛制零件(机匣、静子叶片、封严环等)相互碰撞、磨擦引起钛合金自燃着火,使压气机的零件烧穿烧毁,严重时,火焰还会烧穿内、外涵机匣,导致发动机     

长期贮存固体火箭发动机安全性评估

为评估长期贮存后固体火箭发动机安全性的变化,对贮存时间为18年的某型固体火箭发动机进行了解剖.测试并比较了经过长期贮存后发动机药柱的力学性能和各种感度,而后进行了长期贮存后推进剂和发动机试件的枪击试验,各种试验项目中均利用贮存期为4年的推进剂方坯进行对比.结果表明:长期贮存后推进剂热安全特性变化不明显,但撞击感度和摩擦感度明显增加并且在枪弹高速冲击下破碎严重,长期贮存后发动机在模拟枪击试验中表现出爆炸倾向,使用安全性大大降低.      

端面燃烧固体火箭发动机的爆炸问题研究

本文论述了端面燃烧固体火箭发动机的爆炸问题,总结和分析了端面燃烧固体火箭发动机产生爆炸的重要原因.实验表明:在选择端面燃烧装药的初始增面率时,采用木制假药柱和推进剂短药柱构成的装药会给实验结果带来很大的偏差,导致选出不合适的初始增面率,把它应用在相同尺寸的固体推进剂端面燃烧药柱中时,将会引起发动机产生爆炸.     

柔性石墨密封环压缩回弹特性试验研究与公式拟合

为了获得柔性石墨密封环的压力与变形的通用关联关系公式,搭建了柔性石墨密封性能试验台,对三种不同尺寸的柔性石墨环进行了压力变形试验。通过对试验数据的分析,获得了柔性石墨环的压缩回弹特性规律。研究结果表明,截面尺寸对柔性石墨密封环的压缩回弹性能影响较大,公称内径的影响几乎可以忽略。通过对试验数据进行拟合,建立了柔性石墨环结构参数与压力、变形等多参数之间的关联关系公式,并得到了验证。     

油气混相回流泵送密封结构启动过程摩擦磨损性能试验

针对航空发动机轴承腔油气混相回流泵送密封（OG-RPS）结构启动过程中转速低于开启转速时密封端面易发生摩擦磨 损问题，采用Plint摩擦磨损试验机进行了摩擦学性能试验。选择浸锑石墨和浸树脂石墨2种典型软环，18Cr 2 Ni 4 WA钢、表面喷涂 Al 2 O 3 陶瓷和表面喷涂Cr 2 O 3 陶瓷3种典型硬环，改变转速和载荷模拟密封启动过程的速度和端面比压变化，监测密封端面摩擦系 数和温度，并与机械密封结构试验数据进行对比。结果表明：螺旋槽能有效提升摩擦副润滑特性，减少表面磨损，大幅降低摩擦系 数和温升，最高可分别降低73.02%和63.41%；表面喷涂陶瓷能有效提高密封面抗磨损性能，其摩擦面更平滑；对摩擦副组对浸树 脂石墨和表面喷涂陶瓷更容易获得超低摩擦系数（C OF <0.01）。研究结果可为航空发动机轴承腔OG-RPS密封环设计选材和性能 优化提供数据支撑。     

液体火箭发动机静态仿真通用模块化方法

提出了一种新的液体火箭发动机静态仿真模块化计算方法。该方法按照预定的计算顺序,对发动机系统的各个模块进行迭代计算,并采用拟牛顿法求解系统可调变量。该方法对各种发动机静态仿真具有通用性,可用于分析发动机系统内外干扰因素对发动机性能的影响、发动机静态故障仿真或发动机调整计算。该方法能较大地减少系统未知量数目,求解速度快,精度高。该方法已在计算机上采用面向对象程序设计实现,本文给出了用该程序对某液体火箭发动机进行静态特性计算的结果。     

通道深宽比对液体火箭发动机推力室再生冷却的影响

应用湍流模型对液体推进剂火箭发动机再生冷却推力室通道的流动与传热进行了三维数值模拟, 冷却工质为氢气, 其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化, 冷却剂比热容及金属固体物性随着温度而变化.计算采用标准k-ε两方程湍流模型及气-固耦合算法.保持再生冷却通道个数及冷却工质进口流量不变, 通过改变通道肋壁厚度来改变冷却通道深宽比, 研究不同深宽比对推力室壁面再生冷却效果的影响规律.计算结果表明:增加通道深宽比对推力室壁面能够起到强化传热的作用, 但同时也增加了冷却通道的进出口压差.这是由于冷却工质流速的增高, 从而提高了推力室传热系数.随着深宽比不断增加, 推力室再生冷却效果趋于饱和, 而冷却工质进出口压降则不断上升.      

变推力液体火箭发动机工况监测和故障诊断实验研究

本文介绍了一种用于变推力液体火箭发动机地面试车的工况监测和故障诊断微机系统。该系统能现场监测发动机各个工况的静态和动态性能参数,根据监测系统提供的原始数据和曲线,可对变推力液体火箭发动机系统进行故障诊断。文中列出了相应的试验结果和曲线。      

液体火箭发动机故障特性动态模拟

以某大型泵压式供应系统液体火箭发动机为研究对象, 建立了液体火箭发动机非线性动态数学模型。针对已发生过或可能出现的故障形式, 以阶跃形式输入, 进行了故障状态下动态特性模拟。数值方法用四阶定步长龙格-库塔方法发展而成的自适应变步长龙格-库塔法。计算结果表明, 所建模型较精确合理, 数值方法满足故障模拟的要求。该工作为故障模式提取、监控参数优化选择、基于模型的故障检测与诊断等发动机健康监控问题的研究奠定了基础。      

浮环密封泄漏特性数值计算与试验

为了研究不同压差、温度和转速下浮环密封的泄漏特性,建立了CFD数值计算模型,计算分析了某型航空发动机浮环密封泄漏特性。针对转速引起的泄漏量变化,提出了通过有限元方法计算不同转速下密封跑道的离心膨胀量对流场尺寸进行更改;针对温度、压差引起的流体状态参数改变,通过状态方程进行计算,并对本构方程中相关参数进行重新确定。为有效验证数值计算模型的有效性,进行了全工况条件下浮环密封泄漏特性试验。结果表明:随着压差升高,数值计算得到的泄漏量不断趋近试验结果,在压差大于等于0.1 MPa后,数值计算得到的泄漏量与试验结果的平均偏差在6.08%~9.43%。     

免疫算法在火箭发动机静态特性研究中的应用

发展一种研究全流量补燃循环液体火箭发动机静态特性的算法一免疫策略算法。采用免疫策略算法求解液体火箭发动机的静态特性方程组，将该模型的非线性方程组求解问题转化为求带有约束的极小值的优化问题，建立了免疫策略计算模型。设计了免疫策略计算中使用的交叉算子和变异算子，叙述了免疫操作的处理过程。数值计算的结果表明，利用基于免疫策略的算法可以在较大范围内进行全流量补燃循环液体火箭发动机的静态特性研究，并且减轻原有进化算法在计算后期的波动现象，使得收敛的速度得到较大提高。     

近代大型液体火箭发动机的特点

本文对近代大型液体火箭发动机的特点进行了综述和分析.文中指出:使用高能、无毒的液氧、煤油和液氧、液氢为大型液体火箭发动机的推进剂势在必行;采用高压补燃循环系统可以明显提高发动机的比冲、减小发动机尺寸和质量;采用推进剂利用系统可以减少推进剂的剩余量,以提高运载火箭的有效载荷;使用辅助增压泵可降低贮箱压力,并提高发动机主泵的入口压力,以保证主泵在没有汽蚀的条件下可靠工作;高可靠性、长寿命和重复使用对航天产品尤为重要.     

同轴氢氧谐振点火器试验研究

在环形喷嘴气动谐振加热的试验研究基础上,对同轴氢氧谐振点火器进行了点火性能试验和反压试验研究,结果表明:点火器能为液体火箭发动机可靠点火提供强大热流;能重复多次点火,寿命长;点火器抗系统干扰能力强,点火器出口反压快速增长时,点火器不会熄火,仍能持续提供稳定的氢氧火炬。非电钝感的同轴氢氧谐振点火器可作为正在研究发展中的可重复使用液体火箭发动机多次点火的优选方案之一。     

某涡喷发动机密封环研制

简要论述了某涡喷发动机密封环在发动机中的工作原理, 结合发动机的研制, 阐明了密封环结构设计、机械性能计算、材料选择、制造加工方法。研制的密封环, 经发动机各项试验考核, 寿命和密封可靠性均符合涡喷发动机总体设计要求。