大推力发动机高温隔热屏设计及优化研究

以卫星用大推力发动机高温隔热屏为研究对象,根据传热机理建立了其瞬态传热模型。对不同边界温度条件下高温隔热屏的瞬态传热过程进行数值仿真,且经对比,仿真计算出的隔热屏温度值与试验结果吻合良好,验证了模型的准确性和适用性。利用该模型设计了某卫星高温隔热屏,并分析了隔热屏覆盖层发射率、反射屏发射率、比热容等对隔热屏瞬态隔热性能的影响。研究结果为隔热屏的设计和优化提供了依据。     

第二代490N发动机热控设计

为解决“东方红四号”卫星平台因第二代490 N发动机点火而导致其周边重要结构件温度偏高的问题,重新对发动机周边结构件的热控进行了设计,包括采取隔热垫、高温隔热屏、热防护筒及控制对接框表面状态参数等热控措施,同时利用TMG热分析软件对改进的热设计进行了分析验证。分析结果表明:对接框在发动机点火期间的最高温度为57.5℃,小于温度指标上限值（70℃）,且余量充足;发动机支架的热变形情况也满足指标要求,验证了改进热控设计的正确性。     

高空发动机燃料主管路防热罩设计优化

针对火箭飞行工作中高空发动机燃料主管路系统防热罩存在热防护能力不足的问题,开展了高空羽流条件下的仿真计算和分析,依据温度计算值确定了防热罩紧固件在高温下抗拉伸强度低,在较高拧紧力矩条件下存在锌、镉脆断裂的薄弱环节,从而导致防热罩脱落。防热罩脱落后其内充填的隔热包覆材料被羽流吹落,燃料主汽蚀管连接法兰直接暴露在高温羽流环境中,高温导致法兰连接及密封失效从而产生燃料泄漏。针对防热罩热防护设计中存在的薄弱环节完成了设计改进,采用头锥形防热罩、高温合金材料的紧固件和多层耐高温隔热材料捆扎包覆等设计改进方案后,经过了高温、振动、地面发动机热试车和飞行试验验证,未出现前述故障。     

双组元25 N发动机热辐射影响研究

对双组元推进系统25N发动机对某飞行器热辐射的影响进行了数值仿真分析,认为该发动机长时间工作时本体对周围部件的热辐射影响不可忽视。设计并实施了某飞行器双组元推进系统25N发动机热试车搭载试验,试验结果证实了发动机热辐射影响的严重性,验证了热防护措施的可行性。提出了该飞行器双组元25N发动机热辐射影响防护设计方案。研究结果可为后续双组元推进系统发动机组热设计提供参考依据。     

火箭发动机试验红外测温技术应用

目前发动机试验温度参数主要采用接触式测量方法,测温元件直接与被测对象相接触,优点是测量精度高,缺点是试验过程传感器经常损坏或脱落,且高温和腐蚀性介质影响感温元件的性能和寿命。根据发动机试验任务的要求和液体火箭发动机试验的特点,结合先进的分布式无接触式测量及光纤传输的技术,设计并建立了红外热成像测量系统。该系统采用无损、无线测量及光纤传输方式,提高了发动机热试车恶劣环境条件下关键部位温度参数的获得率,为全面研究发动机工作过程温度场分布情况奠定基础。     

25N双组元发动机热控研究

先前的推进系统25 N双组元发动机头部仅一个安装法兰盘,无支架,发动机长时间工作后法兰盘热反浸温度较高,不利于法兰盘上游电磁阀的工作性能。目前推进系统采用双法兰盘支架结构的新型25 N双组元发动机,由于新增支架的隔热,给热控带来了一定难度。在空间极端低温环境下,为使发动机温度满足点火前指标要求,须采取一定的热控措施。以25 N双组元发动机为研究对象,运用I-DEAS/TMG有限元热分析软件,建立了物理模型,研究了大小法兰盘在不同加热功率组合下发动机头部温度场的分布,并根据计算结果选择最佳加热功率组合。同时,根据经验配以适当的被动热控措施。通过飞行试验验证25 N发动机热控设计可靠性高,该热控设计方案可用于其他在研型号的推进系统。     

铌铪合金表面硅化物涂层的高温失效行为分析

铌铪合金为轨姿控液体火箭发动机推力室身部主要结构材料,在高温有氧的工作环境中易发生氧化粉化,必须在合金表面涂覆高温抗氧化涂层。通过分析铌铪合金表面硅化物涂层的高温氧化、高温热震、瞬时高温烧蚀和热试车行为,阐述高温条件下的氧化失效行为。试验结果为:涂层1 800℃以下氧化条件下,表面形成致密的二氧化硅氧化膜,使得涂层的氧化寿命大于2 h;1 800℃以上的超高温氧化条件下,高温热冲击作用,涂层内部形成大量的烧蚀型网格结构,表面未形成二氧化硅氧化膜,氧化寿命小于10 s;热试车考核中,涂层满足推力室外壁面温度1 350℃以下的使用工况,抗氧化能力较好,随着氧化温度升高,涂层高温抗氧化能力迅速衰减。     

铌铪合金推力室身部表面高温防护涂层的工艺技术研究

铌铪合金具有较高的高温强度,是轨姿控液体火箭发动机推力室身部的主要结构材料,但在工作环境中易发生氧化“粉化”,必须在合金表面涂覆高温抗氧化涂层.本文主要研究了硅化物涂层对铌铪合金热防护行为,包括涂层的成型过程、高温抗氧化行为及高温抗热震行为等.试验结果为:涂层在1 700℃下的氧化寿命7 h,1 400～800℃的空冷热震循环次数4 700次,表面粗糙度30～60 μm.并对铌铪合金推力室身部涂层热试车情况进行了详细分析研究,对涂层在富氧高温燃气冲刷作用下的工作机理进行研究分析,总结了硅化物涂层的热防护机理,研究的新型硅化物涂层在高温条件下具有较好的性能.     

蓄压器对发动机试车液路固有频率影响分析

对某一发动机地面热试车液路固有频率及低频振动进行了分析.建立了集中参数模型,对地面试车时和飞行时的液路一阶、二阶纵向固有频率进行了计算.得出的结果与实际试验数据吻合.在计算分析的基础上,对发动机低频振动机理进行了分析.计算与分析表明：蓄压器参加发动机地面热试车会造成试车系统液路纵向固有频率的改变,由于改变了的液路纵向固有频率没有经过大量的实际试车考验,因而不能够排除引起低频耦合振动、并且导致试车故障的可能性.建议对于蓄压器参加发动机地面热试车应该慎重考虑.如果确实需要蓄压器参加发动机地面热试车,从安全角度出发,应该进行进一步的理论分析、试验工作.本文的数学模型对低频振动特性分析以及安全分析具有借鉴价值.     

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。     

液氧主阀的方案及设计

简要叙述了液氧/煤油游动发动机发生器地面热试验系统与发动机试验系统的不同特点。根据发生器热试系统的要求,设计的液氧主阀采用菌阀结构,通过结构设计使阀门具备主动关闭功能,产品经过常温和低温的验收试验检查,满足发生器热试要求。设计的液氧主阀在发生器热试中,按照指令动作准确,工作正常,圆满完成热试任务。     

Test results of the air turbo ramjet for a future space plane

The Institute of Space and Astronautical Science (ISAS) has been engaged in the development study on the Air Turbo Ramjet (ATR) engine since 1986 in cooperation with the Ishikawajima Harima Heavy Industries Co. Ltd (IHI). The ATR is one of the most preferable candidates for the propulsion system of a future space plane. Our ATR engine is a combined cycle air breathing propulsion system which consists of the turbojet and the fan boosted ramjet using the liquid hydrogen as a fuel. This engine system was named “ATREX” after employing the expander cycle. The ATREX is energized by thermal energy extracted regeneratively in both the pre-cooler installed in the air intake and the heat exchanger in combustion chamber. The ATREX works in the flight condition from sea level static up to Mach 6 at 35 km altitude. The ATREX employs the tip turbine configuration for compactness of turbo machinery. We are assessing the feasibility of the ATREX system by the sea level static tests using the 1/4-scale model (ATREX-500) with a fan inlet diameter of 300 mm and overall length of 2120 mm. In 1990, the ATREX-500 engine was tested in a sea level static condition to verify the performance characteristics of the turbo machinery and the combustor. In September of 1991, the heat exchanger was installed in the combustion chamber and tested independently from the turbo system. In November of 1991, the heat exchanger was coupled with the turbo system and tested to verify the overall system of the ATREX. In this paper are presented the test results of the ATREX-500 engine tested in the sea level static condition.     

辐射式热流测量系统及其应用

根据某型号发动机进行的地面模拟热真空环境试验要求,建立了热真空环境模拟系统,在分析热流测量原理的基础上,应用一套辐射式热流测量系统对试验时发动机周围的热流进行测量.着重介绍系统组成及工作原理,热流测量传感器的标定方法.通过热辐射装置热流分布的计算和实际测量结果对比,验证了热流测量系统获取数据真实.     

火星环绕器推进系统建模与可视化研究

针对液体推进系统的联合仿真演示需求,基于模块化建模思想,根据守恒方程和状态方程,应用AMESim开发了通用液体火箭发动机组件模块库并建立了推进系统仿真模型,利用Simulink和LabVIEW开发了仿真控制模块和视景仿真模型,搭建了全系统联合仿真环境与平台.结合某型火星环绕器推进系统的任务要求以及具体构成,实现了该火星...     

燃气发生器固定连接结构可靠性改进设计

为满足某火箭发动机燃气发生器固定连接结构长期贮存和长时间高温环境下可靠工作的要求,在保证原固定连接结构形式不变的前提条件下提出了改进设计方案。新的方案采用不锈耐酸钢和高温合金钢替换原普通碳钢,同时采用了新的焊接工艺方法。为了验证新卡箍连接强度和动态特性,进行了模态分析和动应力/动应变理论计算、强度破坏和振动试验。最后通过地面热试车和飞行试验对改进设计方案进行了验证,结果表明新的卡箍提高了结构连接可靠性,完全满足发动机使用要求。     

液氧煤油发动机地面试车故障监控系统研制

为了降低试车中发动机故障对产品和试车台造成的危害,提高安全性,设计了液氧煤油高压补燃发动机地面试车故障监控系统。主要介绍了系统总体实施方案、检测算法及验证情况。多次实际热试车考核和对大量热试车数据的验证表明,该系统未出现一次误报警,能够比指挥员提前检测到故障,系统简单可靠,易于实现,经济性好,对实现地面试车、箭载发动机故障检测和报警具有工程应用价值。     

Research on hypersonic aircraft using pre-cooled turbojet engines

Systems analysis of a Mach 5 class hypersonic aircraft is performed. The aircraft can fly across the Pacific Ocean in 2 h. A multidisciplinary optimization program for aerodynamics, structure, propulsion, and trajectory is used in the analysis. The result of each element model is improved using higher accuracy analysis tools. The aerodynamic performance of the hypersonic aircraft is examined through hypersonic wind tunnel tests. A thermal management system based on the data of the wind tunnel tests is proposed. A pre-cooled turbojet engine is adopted as the propulsion system for the hypersonic aircraft. The engine can be operated continuously from take-off to Mach 5. This engine uses a pre-cooling cycle using cryogenic liquid hydrogen. The high temperature inlet air of hypersonic flight would be cooled by the same liquid hydrogen used as fuel. The engine is tested under sea level static conditions. The engine is installed on a flight test vehicle. Both liquid hydrogen fuel and gaseous hydrogen fuel are supplied to the engine from a tank and cylinders installed within the vehicle. The designed operation of major components of the engine is confirmed. A large amount of liquid hydrogen is supplied to the pre-cooler in order to make its performance sufficient for Mach 5 flight. Thus, fuel rich combustion is adopted at the afterburner. The experiments are carried out under the conditions that the engine is mounted upon an experimental airframe with both set up either horizontally or vertically. As a result, the operating procedure of the pre-cooled turbojet engine is demonstrated.     

星用第三代铼/铱材料490 N发动机研制进展

提高轨控发动机的真空比冲可以有效减少卫星变轨推进剂的消耗量,从而延长卫星的在轨工作寿命或增加有效载荷质量。介绍了我国在研的卫星用第三代铼/铱材料490 N发动机设计方案、技术攻关和试验情况,对工程化应用存在的问题进行了分析,并提出了改进和优化方案。在第二代490 N发动机的设计基础上,第三代490 N发动机成功攻克了可靠传热稳定工作喷注器、高性能喷注器与燃烧室匹配以及新型高温抗氧化材料制备等关键技术,真空比冲提高了10 s,达到325 s。两台发动机均通过了25 000 s鉴定级高空模拟热试车寿命考核,性能指标达到国际先进水平。但是针对试车子样数较少和铼/铱燃烧室制备工艺困难的问题,仍需进一步开展铼基体和铱涂层的高温性能研究,并继续优化发动机设计。     

航天器动力管路热控设计与试验研究

针对某航天器动力系统管路布局分散造成系统温差大、控温难的问题,结合动力管路温度指标要求和边界环境条件,采用以被动热控措施为主、辅以电加热主动热控措施的设计方案。分析确立动力管路的热环境,建立换热模型;通过仿真分析和整器热平衡试验,选取不同工况,验证了动力系统氧化剂管路和燃烧剂管路温度均维持在8～20 ℃范围内的热控设计结果。该方案对各类航天器的动力管路热控设计和分析有一定的指导和借鉴作用。