大直径液氧煤油发动机燃烧室抗脉动隔板技术

随着发动机推力的增大,燃烧室直径也随之增大,表征燃烧室热声学特性的振型、频率及其组合振型更为复杂,燃烧室带与不带抗脉动隔板以及隔板的结构参数等对声学特性影响明显,直接影响燃烧不稳定性的裕度。为了研究抗脉动隔板结构参数对燃烧室声学特性的影响,本文基于三维柱坐标系声波动理论和COMSOL仿真平台,研究了抗脉动隔板结构对火箭发动机燃烧室声学特性的影响。通过单喷嘴声学模拟实验,验证了该仿真方法的有效性。分析了隔板高度、厚度和冷区长度对燃烧室声学特性的影响规律。研究结果表明:隔板高度由40mm增加至120mm时,燃烧室一阶切向和二阶切向振型的频率分别下降了22%和31%;隔板厚度和冷区长度对燃烧室声学频率的影响不超过5%;大推力补燃发动机燃烧室直径大,需采用结构形式更为复杂的抗脉动隔板来针对性地抑制横向振型。     

低温液氧过冷方案对比分析与试验研究

从燃料密度、显冷量和贮箱增压压力等方面阐述了采用过冷液氧推进剂的性能优势。以获取66 K过冷液氧为目标，从低温工质消耗、功率消耗、系统复杂性和安全性等多个方面对液氧抽空减压、负压液氮浴换热和氦制冷循环3种过冷方案进行了定量与定性对比。针对液氮浴过冷技术进一步对比了单级与两级过冷方案，最终建议采用常压+负压两级液氮浴过冷方案获取66 K深度过冷液氧，并基于该方案搭建了半工业级液氧深度过冷验证平台，成功将液氮过冷至66 K以下。试验表明在0～3 L/s的液氧流量范围内，由于管道漏热，液氧过冷加注过程中其温度随着流量增大而降低。本试验验证了两级液氮浴过冷方案的可行性，为低温火箭发射场推进剂加注系统升级提供了理论及技术参考。     

载人小行星探测推进技术初步方案设想

随着深空探测技术的发展,小行星探测已成为21世纪深空探测的重要内容之一,并逐渐由无人探测向载人探测发展。载人小行星探测由于航程远,任务周期长,对推进系统提出了更高的要求。1引言近年来,随着深空探测技术的发展,小行星探测逐渐成为深空探测的热点。各主要航天国都提出了相应的探测计划,美国已于2010年提出了载人登陆     

500吨级液氧煤油发动机燃气摇摆装置热试成功

近日,由中国航天科技集团公司六院11所研制的500吨级液氧煤油发动机燃气摇摆装置首次热试验取得圆满成功,这标志着该发动机泵后摇摆软管设计、制造技术实现突破,数字化技术在发动机工程研制中得到成功应用,为发动机后续研制奠定了坚实基础。     

气氧/气甲烷火炬点火器设计及试验

针对某型液氧/甲烷火箭发动机,为寻求多次使用的点火器,提出了变结构气氧/气甲烷火炬式点火器设计方案。根据设计要求及技术指标,对点火器进行了变结构、变缩进长度及变混合比试验,验证了点火器设计的可靠性。试验结果表明:混合比越大,燃烧室压强越大,出口补燃情况不发生改变; 缩进长度的变化不影响燃烧室压强及出口补燃情况的变化; ...     

地动山摇600秒

2006年7月3日上午11点30分，位于西安市南郊青山翠谷中的新型发动机试车台宏伟壮观，我国新一代运载火箭120吨液氧煤油发动机首次600秒长程试车即将进行，人们屏住呼吸在等待着．这次600秒试车可不一般，因为它对液氧爆油发动机及试车台来说部是第一次。     

液氧煤油发动机喷管扩张段钎焊焊料滚剪机结构设计

本文对我厂正在研制的新型液氧煤油发动机喷管扩张段钎焊所需的焊料切制设备—焊料滚剪机的设计要求、设计方案、结构优化设计分析及设备特点等进行了具体分析和详细论述。     

液氧的危险性分析及其安全防护技术措施

液氧是液体火箭发动机的一种常用氧化剂,它具有火灾、爆炸的危险性,会引起人员冻伤和氧中毒。从防火防爆、人员冻伤和氧中毒防治三个方面提出液氧的安全防护技术措施,保证液氧的使用安全。