小型固体发动机旋转试验用微型点火控制与数据采集系统

为适应固体火箭发动机旋转试验的需要,以MCS—96单片机为主机,设计了一种微型的点火控制与数据采集系统。该系统直接安装在旋转试验台内部。省去了传统的集流环,为以后开展悬浮试验创造了条件。     

织女星火箭进行发动机点火试验

近日,Zefiro 9-A(Z9-A)发动机在位于意大利撒丁岛的试验场成功进行了首次点火试验,这是织女星火箭飞行鉴定试验前的最后第二次发动机点火试验。此次试验检验了弹道性能(压力及推力曲线)、内部热防护效率、推力矢量控制性能,以及传导热与动力环境发动机性能。Z9-A固体火箭发动机是织女星火箭的第三级发动机。发动机点火燃烧了120 s。结果验证了这种改进型发动机预期性能的提升,以及发动机喷嘴坚固性的改进。这种使用新喷嘴设计和优化推进剂加注方式的改进型发动机,完全符合织女星火箭第三级发动机的飞行特性,但为使发动机适应水平状态,使用了截平喷嘴。预计2009年2月,Z9-A发动机将进行第二次飞行鉴定试验,而火箭飞行鉴定试验计划将于2009年末进行。织女星火箭是一枚三级固体推进火箭,有一液体推进剂上面级,起飞质量137 t,能将1 500 kg有效载荷送入高度700 km的极轨,可用于发射各种科学和地球观测任务航天器。织女星小型火箭为4级火箭。其中有三级使用固体推进剂,一级使用液体推进剂。使用固体推进剂的分别为P80一级、Zefiro-23二级和Zefiro-9三级;使用液体推进剂的一级为AVUM。Z9-A发动机整体高...     

发动机点火时间失控的分析与排除

介绍了某大型液体火箭发动机的试车台,在发动机试车前的模拟测试中,由于时间控制继电器失效,造成点火时间及程序失控的故障。通过对隐患的分析和排除,保证了试车任务的完成。     

透过标准浅析美国氢氧火箭发动机可靠性技术

透过NASA可靠性标准《火箭发动机试验台》,解析美国氢氧火箭发动机地面试验方法和试验流程,重点研究发动机技术项目的筛选、最终评审、综合评审和热点火试验对提高氢氧火箭发动机可靠性的意义,以期为我国氢氧火箭发动机可靠性技术的标准化、系统化和科学化提供借鉴.     

非均布瞬态内压作用下固体推进剂药柱泊松比随机结构分析

考虑了固体火箭发动机点火过程压力分布的瞬态非均布特性,并以函数形式进行描述,结合三维粘弹性有限元法,计算了固体火箭发动机点火工况下的结构完整性。采用Latin超立方抽样方法,考虑药柱泊松比的分布为截断形高斯分布,对药柱泊松比进行随机抽样;利用泊松比的随机抽样结果,分别计算固体火箭发动机点火工况下的结构完整性;统计计算结果,分析泊松比随机分布对固体火箭发动机在瞬态非均布载荷作用下的结构完整性的影响。计算结果表明,药柱Mises应变受泊松比随机分布影响较小,且应变值与泊松比成线性递增关系,这与均布载荷下得到的结论完全相反。在对固体火箭发动机点火工况进行结构完整性分析时,应充分考虑点火过程压力传播的瞬态非均布特性。     

火箭发动机的正反转涡轮设计

一项减少重复成本的主要方法就是限制零件数量和简化机械结构.涡轮泵在火箭发动机总成本中占有很大一部分,大约是30%,因此,理应对涡轮泵进行设计简化.对于可贮存的液氧/烃或者液氧/甲烷火箭发动机,把涡轮泵设计成一轴化是有价值的.然而,对于液氧/液氢发动机,由于两推进剂密度之间存在着巨大的差异,因此,最佳方案就是燃料泵和氧化剂泵分别采用不同的转速驱动.在这种方案中,可以仅用一个涡轮来带动液氧和液氢泵,不过两泵之间要通过齿轮来传递转速,例如HM7或RL10发动机就是这样的结构.但是,齿轮在低温环境中的工作是不可靠的,此外,成本和重量也是问题,带有齿轮的涡轮泵适用于低推力发动机,为低功率涡轮泵.目前,低温火箭发动机推力室通常采用两个独立的涡轮泵来供应推进剂,一个涡轮泵是供应液氢,另一个供应液氧(某些俄罗斯的发动机除外).可以采用正反转涡轮,使得氧化剂泵和燃料泵处于单一壳体内.该正反转涡轮设计的约束条件如下:每个转子必须按所需转速驱动相应的泵;每个转子必须传递驱动泵的功率;必须对轴向载荷进行监测,以免轴向推力轴承过载.设计的自由度包括转子半径和涡轮的压力叶栅.本文给出正反转涡轮一个简单的一维理论,考虑了每个转子半径的不同,并对一组同一规格的两个轴流涡轮与正反转涡轮进行了比较.     

固体火箭发动机冷气冲击瞬态内流场分析

运用高压氮气冲击固体火箭发动机来模拟在发动机点火时产生的高压峰值对药柱及发动机壁面的冲击,测量出发动机头部、中部、尾部的压力分布,对固体火箭发动机冷气冲击试验过程进行模拟。应用(fluent)流体计算软件,对瞬时内流场进行了二维轴对称非定常数值分析。研究结果表明,所模拟的3个测量点压力-时间曲线与试验曲线吻合较好,药柱头部位置及内端面受冲击力较大,易造成结构完整性破坏,进一步证明试验能够较好的模拟真实点火峰压对发动机及药柱造成的影响,为发动机点火设计及试验提供有力的参考。     

火箭发动机涡轮泵故障检测及预测算法研究

涡轮泵作为液体火箭发动机的核心部件,恶劣的工作环境和极高的转速使其易发生组件断裂、烧蚀等问题。为了对液体火箭发动机的涡轮泵进行健康管理,提出针对某型液体火箭发动机涡轮泵的数据驱动故障检测、故障预测及健康状态评估方法。在某型液体火箭发动机试车数据集上,通过对涡轮泵轴、径、切向振动数据进行对应的时域、频域特征处理后,送入训练好的ResNet网络、自主设计的图像特征识别算法以及退化模式线性回归模型,分别实现了对该型液体火箭发动机涡轮泵的故障检测、预测及健康状态评估,具有较高的准确性。     

飞行加速度条件下绝热层烧蚀实验研究

为了深入研究固体火箭发动机在飞行过程中前封头内绝热层碳化烧蚀率增大的机理和规律，国内外学者设计和研制了多种实验装置。本文在概述各种实验装置的基础上，进行比较分析，认为用烧蚀发动机在旋转实验台模拟飞行加速度开展绝热层烧蚀实验研究是一种经济实用的方法。     

液体火箭发动机高空模拟试验及环境治理

本文简要介绍了液体火箭发动机高空模拟试验台的结构以及试验的工艺过程、试验装置和测量系统,详细论述了发动机排气的冷却及治理。     

亚声速等高飞行固体火箭方案设计

介绍了主发动机加助推器和简易控制方法实现固体火等高飞行的设计方案，助推器工作结束后，火箭达到预后飞行速度，主发动机开始工作，使火箭的推力等于其所受阻力，同时火箭产生的升力等于其重力，保证火箭可靠速飞机，火箭控制系统可保证其在某一高度上平飞。     

SpaceX公司猎鹰-9火箭发射推迟

据报道,SpaceX公司原定于9月14日在范登堡空军基地发射的猎鹰-9火箭因静态点火试验异常导致推迟,再次发射日期还有待商定。本次发射将是猎鹰-91．1型火箭的首次飞行,该型火箭将首次采用改进型的Merlin-1D发动机,能在数秒内达到最大功率,推力5778．5kN。在发动机模拟点火倒计时过程中,     

固体火箭发动机不点火自毁爆炸危险性研究

根据中能固体火箭发动机的自毁爆炸特点及发动机自毁模拟试验的结果。结合过去固体火箭发动机的研制经验。提出了中能固体发动机不点火自毁爆炸危险性的计算方法。并对三级火箭固体火箭发动机不点火自毁时的爆炸TNT当量,碎片飞散距离和冲击波超压安全距离进行了计算和分析,为导弹自毁爆炸危险性分析提供了参考。     

固体火箭发动机撞击靶板安全性数值分析

为研究固体火箭发动机撞击安全性,建立了固体火箭发动机撞击靶板的计算模型,模型中发动机的推进剂装药采用点火增长反应速率方程.采用非线性有限元流体动力学方法,对发动机径向撞击靶板过程进行了数值模拟,分析了不同撞击速度下发动机中推进剂装药的反应情况.计算结果表明,发动机径向撞击靶板爆炸的临界速度范围为150～200 m/s;低强度多次撞击过程中推进剂会发生延迟爆轰情况.     

脉冲爆震发动机旋转阀技术研究

为解决脉冲爆震发动机高频稳定连续燃烧推进剂间歇式供应难题,开展了旋转阀技术研究.通过采用伺服电机驱动二阶凸轮特殊结构设计,将电机轴的旋转运动转换为控制阀芯的直线开关运动,并放大电机旋转频率特性,实现最大200 Hz的高频控制.突破了高频响应、长寿命驱动和氧气安全性保障关键技术,完成旋转阀鉴定试验和脉冲爆震发动机地面点火试车考核.研究结果表明,与传统电磁阀相比,旋转阀能够有效提高响应频率,实现了爆震波的稳定连续输出,满足工程应用要求.     

液体火箭发动机涡轮转子超速离心变形特性研究

由于液体火箭发动机涡轮泵运行状态的好坏直接影响发动机的性能和可靠性,所以对其进行超速疲劳试验是检验涡轮泵转子系统高速旋转时稳定性的可靠保证。低温氢转子转速高、动能大,实际工作中又受低温环境、振动等多种复杂因素的影响,给涡轮转子的结构强度和稳定性带来很大挑战。为确保涡轮泵产品运行的稳定性,研究其高速离心时的变形特性对保证涡轮泵产品的结构强度和可靠性具有重要意义。建立了涡轮等部件的有限元模型,研究应力分布和形变特性,在理论研究的基础上开展了试验研究,验证了产品设计的可靠性,为发动机的可靠运转提供保证。     

基于流固耦合的部分进气涡轮数值模拟研究

发展了三维线性插值算法用于CSD/CFD耦合计算数据交换,对某型液体火箭发动机部分进气涡轮进行了气/热/固多学科耦合数值仿真。结果表明,发展的三维线性插值程序对网格类型限制性小,计算简单,计算量小,插值结果能够满足耦合计算要求。仿真结果表明,某型火箭发动机涡轮由于其部分进气结构设计和叶轮高速旋转,设计工况下在涡轮转子入口处产生了较强的激波,激波与边界层干涉不仅使涡轮转子叶片的载荷分布出现了强烈的不均匀性,同时在叶轮的高速旋转下,该涡轮转子受到强烈的气动、热交变力冲击,其结构强度问题变得尤为突出。耦合计算分析认为设计工况下,该型涡轮结构设计,转子强度能够满足要求。     

大力神ⅣB运载火箭和推进系统

大力神ⅣB运载火箭在过去的12次飞行中表现出了优良的性能.其中,它的大型轻质固体发动机采用改性推进剂、三段石墨复合材料壳体和柔性喷管,是经飞行考验最大的固体火箭发动机之一.芯级火箭一、二级发动机推进剂为四氧化二氮/混肼50、半人马座上面级发动机为液氢/液氧,可把超过5760kg的有效载荷直接送入地球同步轨道.广泛运用于各种型号运载火箭的高能量半人马座上面级发动机,在飞行过程中能三次起动,第一次点火到达停泊轨道,在停泊轨道第二次点火将自身和卫星送入大椭圆轨道,经5到7小时滑行后再次点火到达地球同步轨道的高度,在大力神Ⅳ/半人马座运载火箭上它的工作时间创造了最长的记录.     

珠承全轴摆动喷管的设计和分析

介绍了固体火箭发动机推力向量控制珠承全轴摆动喷管的结构方案和结构分析,论述了珠承接头的设计计算方法,评述了珠承全轴摆动喷管的优缺点和在固体火箭发动机上的应用前景.     

旋转条件下固体火箭发动机三维内流场数值模拟

基于颗粒轨道模型,通过运动方程加入过载加速度的方式建立了旋转条件下固体火箭发动机内三维两相流的数值模型,并利用该模型研究了不同的旋转加速度对固体火箭发动机中粒子运动轨迹以及聚集浓度的影响。结果表明,随着发动机旋转速度的增大,粒子的聚集带逐渐向壁面附近扩散,在发动机的轴向附近形成一个无粒子区域,旋转速度越大,无粒子区域越大;当旋转速度增加到一定值,粒子的聚集带向外扩散至壁面上,在前封头附近的壁面上形成一条与发动机母线成一定夹角的高浓度聚集带。