深度变推力液氧煤油发动机技术研究

针对未来载人登月着陆器对更大深度变推力动力的需求,开展了补燃循环液氧煤油发动机深度变推力技术研究,运用系统仿真、推力室传热特性仿真及燃烧流动特性仿真等方法,结合喷雾试验、单喷嘴点火试验、全尺寸发生器热试及原型泵水试等试验,验证了发动机变推力、燃烧组件工作稳定性及低工况冷却、深度变工况涡轮泵等关键技术。结果表明,发动机与核心燃烧组件方案合理可行、发动机性能先进,可用于我国未来载人登月下降级发动机的研制。     

液氧煤油高压补燃循环发动机深度变推力系统方案研究

鉴于重复使用运载器对动力系统的技术需求,以我国新一代运载火箭主动力液氧煤油高压补燃循环发动机为研究对象,建立了多参数、非线性以及强耦合的发动机系统仿真平台。在分析国内外变推力液体火箭发动机技术特点的基础上,根据液氧煤油发动机单路推力调节的仿真结果,首次提出了发生器燃料路流量调节器调节、主涡轮前燃气分流以及氧化剂主路节流等相结合,并辅助以气体乳化提高喷注器压降的组合深度推力调节方案。仿真结果表明:发动机推力调节能力可达10:1,且能实现多次点火起动,具有性能高、调节范围大的优点。     

富氧补燃循环液氧煤油发动机深度推力调节方案对比分析

针对富氧补燃循环液氧煤油发动机目前推力调节范围窄的问题,以某型富氧补燃循环液氧煤油发动机为原型,建立了发动机非线性静态数学模型,利用Matlab计算分析了5种推力调节方案,其中调节推力室供应路流量的方案不可行;调节燃气发生器燃料路流量会引起燃气发生器混合比严重偏离稳定工作点;联合调节燃气发生器燃料路和氧路流量使得系统复杂;调节涡轮燃气流量可获得较宽推力调节范围,未来将针对该调节方案开展技术研究。     

登月下降级液氧甲烷发动机方案研究

月球软着陆下降级发动机在载人登月任务中起着至关重要的作用,必须具备高性能、长期贮存、多次点火起动、大范围推力调节等能力。针对此技术需求,论述了液氧甲烷推进剂具有空间可贮存、不易积碳和结焦、能够实现膨胀循环等技术优点,且相关技术已得到国内外试验验证,技术可行性高,是登月下降级发动机理想选择。经过论证,确定了发动机采用泵压膨胀循环、双涡轮泵串联的系统方案。最后,介绍了国内液氧甲烷下降级发动机火炬式电点火器、大范围变工况喷注器等关键技术的研究进展。     

长征五号运载火箭助推动力系统

长征五号是我国新一代大型运载火箭（代号CZ-5）,芯级捆绑四个助推器,每个助推器配置两台并联的液氧煤油高压补燃发动机。本文对国内外运载火箭的故障模式进行分析,结合CZ-5火箭首飞实际情况,提出了助推动力系统风险规避应采取的措施。针对CZ-5火箭助推级和芯一级发动机起动点火的特点,分析了CZ-5火箭首次发射中的异型发动机点火匹配特性。简述了YF-100系列液氧煤油发动机的研制历程、技术特征和热环境适应性,重点分析了发动机在可重复使用和大范围推力调节方面的潜力。对比了国内外液氧煤油补燃循环发动机的推重比性能,分析了不同发动机推重比对火箭运载能力的影响,总结了提高发动机性能的措施（如采用泵后摆技术、选用高强度轻质化材料等）。提出了新一代液氧煤油发动机必须在满足高可靠性的前提下,追求高性能、高推重比、降低成本和增强适应性的后续改进方向。     

基于机电伺服控制的液氧煤油发动机推力调节技术

针对补燃循环液氧煤油发动机推力调节需求,根据发动机系统特点,提出了基于机电伺服控制的发动机推力调节方案。论证了推力调节机电伺服系统组成、工作过程、机电伺服作动器和伺服控制器方案;提出了系统功能失效安全的伺服系统故障保护方案以及融合伺服控制器自检测和自诊断结果、发动机热力参数的发动机推力调节故障监控方案;开展了推力调节机电伺服系统稳动态特性仿真、负载模拟试验、冷调试验、环境试验和发动机热试考核。结果表明:该系统调节性能、可靠性和环境适应性满足发动机推力调节应用需求。     

液氧/煤油火箭发动机推力和混合比的非线性调整研究

对液体火箭发动机推力和混合比的大范围非线性调整,提出了分级迭代直接求解高维非线性方程组的计算方法,并对液氧／煤油补燃循环火箭发动机的典型调整方案进行了计算分析,得到了考虑作为冷却剂的燃料温升、主涡轮入口燃气温度、主涡轮泵转速、发动机真空比冲以及燃气发生器喷注器压降和主燃烧室喷注器压降约束下发动机推力和混合比的最大可调域。     

发动机推力调节能力对系列构型运载火箭总体性能影响研究

调研了国外运载火箭液体发动机推力调节能力,重点介绍了俄罗斯RD-180发动机和美国SSME发动机分别在宇宙神系列运载火箭和航天飞机中的应用情况,以2500 kN推力量级的液氧煤油发动机为基础级核心动力,采用模块化设计思路构建了包含四种构型的系列运载火箭,并以系列构型火箭总体性能最优为目的,开展了发动机推力调节能力对运载火箭运载能力、落区调整、减载设计等总体性能参数的影响分析工作,最后提出了我国2500 kN推力量级液氧煤油发动机的推力调节需求。     

大推力液氧煤油发动机推力深度调节仿真分析

针对大推力补燃循环液氧煤油发动机35%～100%推力深度调节的需求，建立了发动机系统仿真模型，开展了燃气发生器燃料路和氧化剂主路联合调节方案与调节特性研究。通过试车数据验证了模型的准确性；选择了三工位液氧主阀的节流工况和流阻参数，根据各工况稳态参数拟合了调节函数，通过仿真分析了调节过程动态特性。研究结果表明：当燃气发生器温度低于额定值56%时，将液氧主阀流阻系数提高至额定值的15倍，可以保证调节过程中燃气发生器温度高于稳定燃烧下限温度；拟合的调节函数能够实现偏差不超过3%的推力调节与混合比保持；应尽量降低液氧主阀节流速率，并使其与推力调节速率匹配，以降低节流过程的冲击振荡。     

15:1气氧/煤油变推力火箭发动机设计及试验

为了进一步提高变推力火箭发动机推力调节水平、拓宽推进剂使用范围、提升调节控制的技术能力,采用理论计算和地面试验的方法,设计了一款基于机械定位双调系统的气氧/煤油变推力火箭发动机,对变推力发动机的性能、针栓式喷注器的性能和机械定位双调系统的调节效果进行了研究。结果表明:气氧/煤油变推力火箭发动机在0.26～4.35MPa室压实现稳定燃烧,推力变化为57.30～864.70N,推力变化比达到15:1,最高燃烧效率达到97.14%;流量调节阀可精确调节推进剂流量,针栓式喷注器可主动控制喷注压降,达到机械定位双调系统的预期目标,展现出采用机械定位双调系统的该型变推力火箭发动机在深度变推力技术应用的优势。     

全流量补燃循环液氧甲烷发动机系统方案研究

为了在现有火箭发动机的技术条件下,研制高性能、高可靠性、重复使用的液氧甲烷发动机,采用与液氧煤油和液氧甲烷发动机对比的方法,从推力室冷却难易程度、影响涡轮寿命的燃气温度、发动机运载能力等角度考虑,对全流量补燃循环液氧甲烷发动机的混合比和室压进行了优化选择,发动机在高室压和高混合比下工作性能更优;参考目前液氧煤油和液氧液氢发动机方案,对发动机的部分子系统配置进行了对比,采用泵后高压液体驱动预压涡轮、分段冷却推力室的方案技术风险小,且涡轮燃气温度较低。     

一种三组元直排塞式喷管发动机系统方案

三组元发动机和塞式喷管发动机均是实现单级入轨的关键技术。针对三组元(液氢、液氧、煤油)直排塞式喷管发动机提出了一套系统结构方案，并对其进行了初步的研究计算。发动机采用泵压式燃气发生器动力循环系统。利用蝶形活门关闭煤油管路、利用可调气蚀管调节氢氧流量转变工况，利用可调气蚀文氏管和涡轮排气进行推力矢量控制。以已有的三组元塞式喷管发动机推力室设计、分析为基础，继承了三组元发动机和塞式喷管的研制成果，是技术先进、性能高、可在短期内实现的新型液体火箭发动机。     

电动泵压式液氧煤油变推力火箭发动机动力学建模与仿真分析:Part Ⅰ-单点工况分析

为了解决电动泵压式液氧煤油变推力火箭发动机系统响应特性不明晰的问题，综合考虑了电池、电机及冷却通道的影响，建立了电动泵压式液氧煤油变推力火箭发动机仿真平台，深入研究了不同工况下系统响应特性以及系统性能参数随推力水平的变化规律。研究结果表明：系统性能参数响应存在短板效应，尽管电动泵响应速度快，而冷却通道参数响应速度慢，导致系统性能参数响应时间是电动泵转速响应时间的10倍以上；此外，低推力工况时，适当降低混合比，能够保证冷却通道出口亚临界情况下的顺利调节。因此，为了提高系统响应特性，在满足冷却压降要求时，应尽可能提高冷却通道内冷却剂流速。     

一种新型7台火箭发动机并联推力传递结构方案

针对中国新一代载人运载火箭第一级并联安装7台新型液氧煤油发动机的推力传递结构轻质化设计关键问题,提出了一种基于贮箱箱底与壳段结构联合传力的新型、高效率推力传递结构方案。结果表明:贮箱箱底与壳段联合传力方案推力传递效率较传统的壳体传力方案提升了30%;通过全尺寸结构样机制造及7台发动机推力载荷静力试验,验证了新型推力传递结构制造与承载的可行性。     

泵压式液体火箭发动机变推力方案选择

简述了泵压式变推力液体火箭发动机的现状和应用前景,提出了几种泵压式发动机推力调节方案,分析了各方案的优缺点,阐述了系统方案选择须重点考虑的几个方面.以某泵压式发动机为模型发动机,利用系统参数平衡仿真计算结果,对各种调节方案综合分析,确定了可行的系统调节方案,可用于指导模型发动机的工程研制.      

变控制流供应角度涡流阀固体变推力火箭发动机调节方案

针对涡流阀变推力发动机变控制流供应角度方案，开展了发动机工作特性的数值模拟及实验研究。数值研究结果表明:采用变控制流供应角度可以很好地实现涡流阀变推力发动机的推力调节；涡流阀最大推力调节比超出加质发动机调节比26%；调节比随着控制流供应角度的减小而增大。实验结果表明:变控制流供应角度方案可行，验证了“气 气”调节的优越性。变控制流供应角度涡流阀固体变推力发动机为实现固体发动机推力调节提供了一种技术途径。      

液氧甲烷变推力火箭发动机再生冷却特性研究

为研究液氧甲烷发动机再生冷却亚临界甲烷传热特性及变工况,尤其是低工况条件对再生冷却通道传热特性的影响,基于实验获得了微小通道低温工质相变传热模型,针对5000 N级、推力变比10:1的液氧甲烷膨胀循环变推力发动机方案,开展了亚临界甲烷再生冷却通道设计和传热特性分析.计算结果表明:亚临界条件下,甲烷干度在0～0.6之间为...     

我国新一代载人火箭液氧煤油发动机

分析了国内外载人火箭主动力的发展情况与发展趋势,介绍了我国1200 kN和180 kN两型液氧煤油发动机的研制历程、系统组成、工作原理、性能参数、关键技术和应用情况。两型发动机突破了补燃循环、自身起动、大范围工况调节、高效稳定燃烧、高压推力室冷却、反力式涡轮、大范围轴向力平衡、低温高DN值轴承、组合式涡轮泵密封、大直径低温阀、高精度调节器、推力矢量控制等关键技术。目前,两型发动机研制工作已基本完成,将成为我国新一代载人火箭的动力组合,实现我国航天主动力的更新换代。     

半开式富氧补燃混合循环发动机方案研究

针对未来航天主发动机的应用需求,提出了一种燃料供应系统采用开式循环、氧化剂供应系统采用分级燃烧闭式循环的半开式富氧补燃混合循环发动机系统方案,综合分析了这种新型混合循环发动机所能达到的比冲性能,对比分析了新型混合循环发动机作为可重复使用航天运载器主发动机相比于开式循环和常规补燃循环、全流量补燃循环发动机的优缺点,针对推力为100t级的液氧煤油混合发动机的系统进行计算和分析。结果表明,新型混合循环发动机在主燃烧室压力26.5MPa下,海平面比冲可以达到303s,可以以较小的比冲性能损失为代价,实现涡轮泵介质相容、有效提高发动机设计裕度。     

高能合成煤油GN-1理化性能及应用分析

研究了高能合成煤油GN-1的密度、黏度等理化性质及热稳定性和能量特性,并与火箭煤油进行了对比分析。实验结果表明:GN-1煤油与现役火箭煤油相比,密度提高2.2%(20℃),黏度下降41.9%(20℃);导热系数和定压比热值均高于火箭煤油;热稳定温度达到394℃,满足火箭发动机工作要求;比冲比现用火箭煤油高7 s以上;综合性能优异。此研究成果有助于我国载人登月用下降级变推力液氧煤油发动机技术攻关及新一代运载火箭性能提升。