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《火箭推进》2015,(4)
液体火箭发动机试验推力测量的准确性对评价发动机性能意义重大。为减小1 200 k N液氧/煤油发动机地面试验时由于试验系统的原因对发动机推力测量准确性带来的影响和提高推力测量精度,针对1 200 k N液氧/煤油发动机试验台的推力测量系统,通过理论分析和试验验证的方法分析了泵前管道推力分离面上的2台波纹管的受力状态及波纹管在低温状态和受压状态下对推力测量的影响,获得了波纹管的竖向推力损失、低温与常温推力原位校准斜率修正系数、负推力修正系数等重要数据,并提出了波纹管安装固定要求,为修正1 200 k N液氧/煤油发动机推力测量数据、提高发动机推力测量准确性提供依据。 相似文献
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利用高压液氧试验台,先后对新研制的用于液氧涡轮泵的轴承和端面密封进行了运转试验,验证了其在液氧环境中工作的安全性和可靠性。试验结果表明:新研制的端面密封和轴承能够在液氧中安全可靠的工作。特别是端面密封,即使在气氧环境中干摩擦,也能安全工作5分钟以上。试验还证明:在液氧环境中即使由于某种原因局部产生了小火花,只要能量不是足够大,其能量就会很快被液氧吸收,从而使温度降低,火花熄灭,不会产生燃烧爆炸的危险。 相似文献
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有效地解决推进系统发动机研制中出现的问题是航天系统成功的关键。航天飞机主发动机(SSME)研制阶段改型的液氧泵出现了一些问题使计划遇到麻烦,需特别注意解决。其中高同步振动问题最为严重,要求政府承包商协同预以解决。本文介绍研究方法(故障树逻辑法)、轴承转子动力系统的复杂性,问题及其解决措施。 相似文献
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高压液氧供应系统是我国压力最高的挤压式液体火箭发动机试验台的关键分系统。在系统设计过程中,通过合理布置管路,设计专用固定支架,采用自然补偿和堆积绝热技术,解决了高压低温推进剂系统管路设计中的难题。该系统顺利通过气密性检查和调试,经多次热试车考核,系统稳定可靠,满足设计要求。 相似文献
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为达到国标中有关污水排放的二级标准及节约利用水资源,设计和安装了液氧/煤油发动机试验台试验污水处理和循环使用系统。发动机试验采用水冷式导流槽,每次试验的用水量很大,并且试验产生的废水会含有一定量的煤油,该处理系统采用过滤-吸附-消毒等工艺对试验产生的污水进行处理,并将处理后的污水进行循环使用。系统投入使用后污水处理效果理想,且运行稳定、便于维护。 相似文献
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流量调节器是液氧煤油火箭发动机中关键的自动调节装置,其动态性能直接影响发生器乃至发动机的工作特性.为进一步验证流量调节器工作可靠性,设计并集成了调节器低温动性能试验台测量系统.测量硬件基于PXI系统搭建,软件基于LabVIEW平台进行编程.首先介绍了测量系统的总体方案及工作原理,然后对热电偶测量方法、硬件选型、软件总体架构、软件子模块设计及拖拽式数据显示方法进行了重点阐述,最后简要说明了测量系统的调试方法及结果.测试结果表明,测量系统稳定、可靠,能满足试验要求. 相似文献
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液氧/煤油发动机试验系统 总被引:2,自引:2,他引:0
设计并建立了液氧/煤油发动机发生器-涡轮泵联动装置和整机试验系统。详细介绍了推进剂供应系统、煤油回流系统、试验工艺辅助系统、控制系统的组成及试验能力,重点论述了关键试验工艺技术,主要包括启动技术、增压技术、试车工艺、安全措施。 相似文献
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论述了液氧/煤油发动机研制地面试车中,出现故障时所采用的紧急关机系统的原理和系统结构、设计程序、设计指标、关机判断准则、验证及应用等。 相似文献
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自动紧急关机系统是火箭动力系统试验的关键环节,是推进系统和试验台的有力安全保障。针对液氧/煤油动力系统热试车威力大、响应快的系统特性,研发了基于VXI的数据采集系统及紧急关机系统,依据功能需求设计开发了基于VC++的关机判读软件。首先设计了关机判读软件系统的采集、报警、实时存储、图像显示等基本功能模块,其次阐述了基于VC++的关机判读软件的具体实施方案,包括软件应用环境和核心程序流程,展示了关机判读软件的应用主界面;详细分析了影响自动关机响应时间的主要因素;通过一百多组模拟数据进行了软件功能性、故障检测能力等多方面的测试,实时性和准确度均达到了系统设计要求。某次液氧/煤油动力系统热试车对本系统的应用进一步验证了其性能的优异性。 相似文献
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液氧平均流量测量研究 总被引:1,自引:1,他引:0
以液氧/煤油发动机试验中液氧平均流量测量为研究对象,主要介绍了其组成、测量原理及体积流量和质量流量的计算方法。采用分节式电容液面计测量液氧稳态平均流量,为准确测量低温推进剂流量开辟了一条新途径。为了减小涡轮流量计因水校后直接用于低温测量引起的系统误差,利用平均流量测量数据在原位进行校验。校验原理是根据质量守恒原理,以容器内测得的平均体积流量为基准,求出涡轮流量计在实用状态下的流量特性方程,由该方程提供液氧流量。 相似文献
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结合某液氧液氢发动机实际飞行中二次工作段入口液氧温度升高和推力下降现象,分析了液氧温度对发动机性能的影响方式和修正方法.通过过冷液氧的发动机试验,对液氧温度影响性能的两种方式分别进行了修正,可将某液氧液氢发动机二次工作段推力与一次工作段的偏差降低约24%,将发动机飞行燃烧室压力与交付值的偏差降低约8%. 相似文献