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深度变推发动机浮动环工作适应性研究 总被引:3,自引:0,他引:3
按照我国载人航天登月需求,正在开展多次起动、10%~100%深度变推力80 k N液氧/甲烷发动机关键技术研究。氧涡轮泵作为发动机的核心组件,采用的浮动环密封变工况工作适应性将直接影响到涡轮泵工作的安全性和可靠性。依据发动机系统变推力要求,采用数值计算方法对浮动环密封进行不同推力工况、不同偏心率条件下的浮起力计算,并与一维方法计算的浮起阻力结果进行对比分析,确定全工况范围内一、二级浮动环工作时偏心率介于0.4~0.6之间,浮动环泄漏量约为2.58~39.4 g/s。浮动环在此偏心率范围内工作可靠性高,可以有效地避免浮动环碰磨、崩边,具备大范围变工况工作能力,满足涡轮泵安全性工作和发动机深度变推力工作要求,可以为涡轮泵方案论证及设计提供理论依据。 相似文献
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国外单组元变推力发动机应用与关键技术 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了国外单组元变推力发动机的应用现状,阐释了单组元变推力发动机的结构和设计原理,总结了研制和改进过程中的关键技术,主要包括径向双层夹套催化床设计、径向喷注器设计、流量稳定调节技术和催化床空穴控制技术等。美国为火星软着陆研制的MR-80和MR-80B无水肼单组元变推力发动机分别应用于“海盗”号和“好奇”号着陆器下降级推进系统。MR-80发动机可实现275~2835 N变推力调节,推力变比为10∶1,比冲为205 s,呈120°均布于“海盗”号着陆器三角形基座的长边。“好奇”号下降级推进系统由2个高压氦气瓶、3个推进剂贮箱、8台单组元变推力发动机、8台单组元250 N姿控发动机、1个压力控制组件和3个推进剂控制组件组成,MR-80B发动机可产生31~3603 N的真空推力,推力变比达到100∶1,比冲范围为204~223 s。 相似文献
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变推力液体火箭发动机可以增大工作适应性和可操作性。对变推力发动机要求在变推力时具有高的比冲、稳定可靠和需要的响应特性。本文讨论了双组元变推力液体火箭发动机比冲的影响因素和在变推力情况下获得尽可能高的比冲的关键技术,介绍了登月舱下降发动机 LMDE 的比冲特性。 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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为获取推进剂压强指数对喉栓式变推力固体火箭发动机推力调节特性的影响,用小偏差方法建立喉栓式变推力固体火箭发动机控制模型。讨论了几何法、CFD仿真(气动)法和冷流试验法建立喉栓组件控制模型的适用性,根据结果选用气动喉部进行计算,给出了喉栓发动机推力模型。研究了采用正、负压力指数推进剂的喉栓发动机推力调节特性,发现正压力指数推进剂会导致推力负调出现,负压力指数推进剂可避免推力负调产生。通过单喉栓推力调节试验验证了模型的正确性。仿真表明:推进剂正压力指数越大,压强波动就越大,推力变化越大,响应时间越长;推进剂负压力指数的绝对值越大,压强波动越小,推力变化越大,响应时间越短。分析结果对相关控制策略研究有一定的参考价值。 相似文献
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分析了采用富氧燃气发生器的补燃循环发动机起动过程中涡轮功率的控制方法,指出起动过程中涡轮功率的主要控制参数为发生器温度和涡轮压比。起动过程中发生器温度的控制依靠选择合适的流量调节器起动流量、转级时间和转级速率来实现。起动过程中涡轮压比的控制需要控制推力室的建压时间和建压幅度,这需要选择合适的推力室燃料主阀打开时间、燃料节流阀转大流量的时间。通过数值仿真,分析了上述控制方法对发动机起动过程的影响机理。 相似文献
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液氧/煤油补燃循环发动机起动过程研究 总被引:1,自引:1,他引:0
液体火箭发动机起动过程是发动机研制过程中的难点和关键技术之一。针对某液氧/煤油补燃循环发动机,进行了起动过程研究。建立了发动机各组件的动态数学模型,并进行了适当简化。计算得到了起动过程发动机性能参数随时间变化的仿真曲线。计算结果与试车数据基本相符,初步验证了所建立的仿真模型及采用的仿真方法的正确性。还分析了部分干扰因素对发动机起动过程的影响。 相似文献
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针对膨胀循环发动机起动过程的计算问题,基于模块化建模方法,研究了各组件的数学和仿真模型,运用Simulink工具箱,编制了针对液体火箭发动机系统起动过程计算所需的各个模块库。在此基础上,对膨胀循环发动机系统的起动过程进行了仿真研究,分析了起动过程的影响因素。 相似文献
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我国新一代大推力液氧/煤油补燃发动机采用双推力室方案,发动机起动时存在推力室点火不同步情况.以500 t级液氧/煤油补燃发动机为研究对象,针对起动时推力室点火不同步问题,对发动机推力室燃料路的控制方案进行了研究.建立了描述补燃循环发动机起动过程的数学模型,搭建了双推力室发动机起动仿真平台.通过对推力室燃料路两种控制方案的对比分析:指出了从降低发动机系统对双推力室不同步点火的敏感程度考虑,采用2个燃料节流阀分别控制各分支燃料路的方案较优;推力室燃料路采用一个燃料节流阀的控制方案时,推力室冷却套流阻偏差不宜大于1 MPa. 相似文献
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