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提出液氧/甲烷的膨胀循环发动机的概念.介绍利用甲烷的焓-熵图进行涡轮泵功率平衡和涡轮工质循环的计算.研究该种发动机的参数范围.讨论该发动机的实现的可行性. 相似文献
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全流量补燃循环液氧/甲烷发动机系统分析 总被引:1,自引:0,他引:1
对全流量补燃循环液氧,甲烷发动机系统进行了分析研究。确定了初步的发动机系统方案,对发动机的系统参数、结构质量进行了分析计算。 相似文献
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本文提出并讨论了一种新型发动机循环方案,该方案具有比冲高、泵出口压力较低的特点。文章对该循环方案进行了详细的系统分析。分析和计算表明热转移方案的性能优良。 相似文献
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基于火箭基组合循环发动机(RBCC)的结构组成、工作过程和特点,结合某吸气式重复使用天地往返运载器所提出的动力需求,分析了采用RBCC组合循环发动机作为该运载器动力方案的可行性和动力系统指标,设计并计算了RBCC组合循环发动机在各个工作模态下的性能参数.针对相同的运载器使用要求,采用相同的总体和气动力参数,通过飞行弹道仿真,计算和比较了采用RBCC发动机和纯火箭发动机两种动力方案的天地往返运载器方案.研究结果表明,相对于纯火箭动力,采用RBCC动力能明显减小运载器的燃料消耗,并增大其航程. 相似文献
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本文对采用集成模块式膨胀循环发动机(IME)方案的流体系统设计研究进行了研究,并证实了该方案的可行性。IME 发动机的主要设计目标是提高推进系统的可靠性。IME 发动机流体系统设计成单容错系统,从而降低了对各流体组件的要求.本研究论述了 IME 发动机方案中高压集流腔、涡轮泵和推力室的设计。勾画了系统结构草图,确定了每一种流体组件、集流腔和推力室的位置。最后,对 IME 发动机系统与非网络(集束式)发动机系统的流体组件系统设计进行了比较。 相似文献
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液氧/煤油闭式循环发动机发生器-涡轮泵联动试验的特点是发生器组元供应依赖氧泵及煤油泵;联动试验产品自身起动,化学点火,闭式循环工作;通过流量调节器、节流阀、工艺喷管和多级节流装置实现系统调节和参数平衡.联动试验的主要目的是考验涡轮泵、发生器、阀及相关分系统的方案可行性及工作协调性,掌握补燃循环系统的起动特点及试验技术.本文论述了联动试验系统总体方案、关键技术攻关研究、分系统地面冷试方案、试验工况调整、试验程序确定及试验保障措施等试验方案设计过程,对进一步试验和同类型试验具有重要参考及借鉴价值. 相似文献
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为了提高发动机循环性能,以某发动机设计参数为基础,以R22、乙烷及乙醇3种介质为对象,进行了第三流体循环发动机性能分析。在性能分析过程中,耦合了系统参数平衡计算与身部传热流阻仿真计算结果,力求使分析结果更接近实际情况。分析结果表明,第三流体循环与传统方式相比,可以提供更高的燃烧室压力,其中采用乙烷为循环介质的第三流体循环发动机性能最高。 相似文献
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补燃循环发动机推力调节过程建模与仿真研究 总被引:1,自引:0,他引:1
以补燃循环液氧煤油发动机为研究对象,对其推力调节特性进行了研究.建立了描述补燃循环发动机瞬变过程的数学模型,提出了求解供应系统管路内液体瞬变流控制方程的Chebyshev伪谱方法,应用该模型对补燃循环液氧煤油发动机的推力调节特性进行了仿真计算,并将计算结果与试验数据进行了对比分析,验证了模型和算法的合理性.研究结果表明:对于所研究的补燃循环发动机系统而言,通过调节发生器中较少组元的流量,改变涡轮泵的功率,可很好地实现调节推力的目的,且该推力调节系统具有良好的动态调节品质和很强的抗干扰性. 相似文献
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静态模型用于在发动机各稳态工况下对参数进行动力平衡计算,在发动机地面热试车或飞行试验之前,将发动机参数设定为规定值,已成为型号设计的固定流程。静态模拟是液体火箭发动机系统方案改进和新型发动机系统研制的重要手段之一。基于模块化建模思想和面向对象技术,建立了一套适应大范围变工况调节的发动机组件高精度通用化静态模型库,应用面向对象的仿真工具MWorks/Modelica软件开发了一套适用于液体火箭发动机静态特性分析的模块化建模与仿真软件。该仿真平台实现了现有静态计算成果的标准化、集成化;突破了传统一型号一模型的局限,极大地缩短了研制周期。 相似文献
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合理有效的参数选择是液体火箭发动机地面试车实时故障检测系统的一个核心而基础的研究问题.本文首先进行了检测系统采集参数的需求分析;之后将液体火箭发动机测量参数作为方案层,各测量参数对发动机故障的敏感性、参数稳定性和参数相关性等作为准则层,测量参数对实时故障检测的有效性作为目标层,建立了液体火箭发动机参数选择层次结构模型;最后利用模糊层次分析法确定了某型LRE地面试车的实时故障检测参数.通过历史试车数据对参数选择的效果分析表明:所确定的检测参数能够全面表征LRE的运行状态,具有较强的故障表征能力和故障敏感性.从而,为科学合理的选择发动机地面试车实时故障检测参数提供了根据,解决了一直以来依靠定性方法确定发动机检测参数的问题. 相似文献
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为满足膨胀循环液体火箭发动机高性能和高可靠的研制要求,在氢涡轮泵方案的选择上采用了径流式氢涡轮方案。通过一维热力和三维结构设计,初步验证了径流式氢涡轮应用可行性。借助于CFD分析软件,完成了该涡轮设计工况全三维粘性数值模拟,证明性能满足指标要求。通过强度优化设计和轴向力平衡两方面研究,突破了涡轮泵应用的两大技术难点。结合该涡轮介质试验及发动机热试车考核情况,得出径流式涡轮能够应用于膨胀循环发动机氢涡轮泵的结论。 相似文献
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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. 相似文献
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设计了一种适用于小功率冲击式涡轮性能试验方案,该方案由燃气路和水路组成,通过酒精发生器获取高温高压空气驱动涡轮转动,泵为水介质增压作为负载进行涡轮性能试验,保证了试验涡轮状态与真实产品状态的一致性.以涡轮相似换算准则为基础在试验系统能力允许的范围内设计试验工况.本涡轮性能试验方案利用泵水力性能核算涡轮输出功,根据实测的涡轮压力、温度等参数,最终获得涡轮效率随涡轮速比变化的性能曲线.通过设计考台试验件及考验方法,确保试验系统参数测量的稳定可靠.经某上面级发动机涡轮泵作为试验对象验证,采用该试验方案可以获取涡轮效率.同时3件试验涡轮转子的性能试验结果对比表明该上面级发动机涡轮转子性能一致. 相似文献
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液体发动机分级燃烧循环最高室压通用模块化计算方法 总被引:3,自引:0,他引:3
提出了一种新的液体火箭发动机分级燃烧循环最高室压计算方法。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叠代计算,采用拟牛顿法求解系统未知量。 相似文献