液氧/甲烷液体火箭发动机燃烧研究最新进展

近来,俄罗斯和欧洲正在联合进行一个名为“VOLGA“的研究计划.其主要目标是用于可重复使用运载火箭或大型助推器的液氧/甲烷发动机的概念研究.SNECMA的主要工作是研究预燃室/燃气发生器的可重复使用技术,在液氧/液氢“火神“燃气发生器研制过程中,获得了很多低温推进剂的燃烧经验,但液氧/甲烷富燃燃烧带来了许多新的问题:如喷注性能、燃烧效率、稳定性、积碳形成等.为了解决上述问题,目前正在进行实验和理论两方面的研究.ONERA的马斯喀特(Ma scotte)试验装置就被改造用于研究甲烷的燃烧.最初的研究完成了对低混合比和压力范围在0.1MPa到6.0MPa下的液甲烷和气甲烷同轴喷注技术的评估.各项研究在继续进行,以求对液氧/甲烷低温燃烧问题进行完整的描述和理解.除了上述研究外,还在进行计算流体力学数值模拟工具的更新工作,但是只有一些非常特殊的工况点才需要进行修改工作,这是因为过去的火箭发动机燃烧研究工作已经对液氧/液氢低温燃烧特性有了深入的理解,有很多研究成果可用于液氧/甲烷燃烧研究.目前的主要问题集中在甲烷的高频燃烧稳定性和燃烧化学效应方面.在一个称为INCA的新的燃烧研究计划框架内将对这些问题进行研究.     

低成本液氧/煤油喷注器的设计与制造

马歇尔空间飞行中心(MSFC)已设计、制造、并试验一种推力为266.9kN的Fastrac液氧/煤油发动机。该发动机是首次按宇航局的“快、好、省”(FBC)方针,并在MSFC的低成本助推技术办公室的资助下进行设计与研制的大型发动机。主喷注器的研制实际上是从1993年以缩比模型开始的。1996年,正式研制发动机前约1年左右就开展了全尺寸的研制工作。为了实现FBC方针确定的数据目标,在设计上就必须修改传统的一些作法。从本质上说,这种重新的评估是对因袭的一些做法,包括材料选择、设计过程、制造工艺最为彻底的挑战。这项工作是十分成功的。这种新的设计方法产生创新的喷注器设计:结构简单、成本低。对新的或现有设计方案运用此项研究中所获得的经验教训可降低成本及确保未来研制计划的成功起到类似作用。     

气相色谱法测定液氧中微量乙炔

通过实验和数据说明了空分装置生产的液氧经汽化后进入配有气体纯化器、放电离子化检测器和H ayesep S 30″×1/8″填充柱的气相色谱仪,用纯化后的高纯氦作为载气,经色谱系统分离和检测,由色谱工作站采集数据并绘成色谱图,用高纯氦配制的乙炔标准气进行外标法定量,测定液氧中微量乙炔含量的方法。     

液氧/丙烷推力室试验研究

1987～1989年间进行的液氧/丙烷推力室试验研究内容主要涉及点火和启动、燃烧、传热等。目的在于探索液氧/丙烷推进剂的技术关键,为新型液氧/烃发动机论证提供必要依据。使用了两种结构状态的推力室。试验室压2.5～7.8MPa。推力8～25kN(真空)。通过试验,考核了液氧/丙烷推进剂的点火和燃烧性能,验证了丙烷再生冷却的可行性;并与四氧化二氮/偏二甲肼自燃推进剂、液氧/煤油推进剂的试验情况进行了比较。     

丝网多孔发散冷却面板烧结新工艺探索

丝网多孔发散冷却面板是液氢液氧发动机燃烧室的关键部件，是用多层金属丝网通过轧制和烧结复合而成的。制备面板通常采用的真空平压烧结工艺，烧结温度高，保温时间长，造成面板表面与陶瓷涂层隔板的粘结，严重影响了表面质量。本文探讨了真空吊挂烧结、真空表面活化烧结和热压烧结三种新工艺，表明三种工艺都可得到质量好的烧结表面，结强度 明显提高。真空吊挂烧结工艺更具有实际的应用意义。     

液氧煤油发动机步进电机测控仪设计与应用

针对液氧煤油发动机在地面热试车过程中对工况变化和极限工况条件下工作性能的考核需求,提出采用集成一体化隔离技术的电机测控仪对流量调节器和燃料节流阀步进电机实施控制,并完成从电机检测、调节组件试验、发动机装配、热试车到交付出厂的测量和控制工作。研究过程采用定时器变频中断电机变速控制、PWM斩波细分驱动、多级中断嵌套和远距离测量等关键技术,解决了步进电机长距离、大驱动力矩下快速启停平稳控制要求,以及试车双路电机同时基下独立调节和角度同步测量,实现液氧煤油发动机试车过程推力和混合比稳定调节。400余次热试车及各项试验验证,电机控制频率偏差小于±2 Hz,角度控制精度小于±0.25°。     

“安加拉”A5引领俄罗斯航天重振雄风

一个国家的火箭运载能力,是一个国家航天能力和国家战略力量的基础。在运载火箭技术不断发展,国际航天发射市场竞争日趋激烈的今天,各航天大国都在积极研制新型运载火箭及其动力装置,以提高运载火箭的运载能力、降低运载成本、增加可靠性和任务适应能力。本期通过"箭指太空"专题重点介绍最近几种新型火箭的研制情况,对其研制的总体思路和特点进行了阐述和说明。     

RBCC的可实现性方案-DRBCC分析

提出了液氧/空气/甲烷DRBCC(dual rocket-based combined cycle)推进系统。在该系统中,引射火箭和纯火箭采用液氧/甲烷补燃循环系统。在引射火箭模态,液氧/甲烷富燃预燃过程工作,其富燃燃气作为引射源吸入和加热空气,并与空气补燃。在超燃冲压模态,液氧/甲烷富燃预燃过程产生的燃气可以增强超燃过程或作为超燃模态的燃料,降低超燃模态的技术难度。在纯火箭模态,液氧/甲烷闭式补燃循环系统处于全过程工作状态。因此,在DRBCC推进系统中,引射火箭、超燃模态和纯火箭模态高度融合和兼顾,并采用单一燃料,使液氧/空气/甲烷DRBCC推进系统具有良好的可实现性。     

液体火箭发动机泵动态特性水力试验研究

为了获取新一代大型运载火箭POGO稳定性分析及液体火箭发动机动力学研究等所必需的发动机泵动力学传递函数,进行了以常温水为试验介质、全尺寸降转速液氧/煤油补燃循环发动机氧泵的动态特性水力试验,对试验原理、试验模拟准则、隔离贮箱设计、激励系统设计、控制和测量分析系统设计、试验内容及数据分析方法等进行了深入探讨。通过试验成功地识别出泵的POGO动特性参数及参数的规律特点,为其他水力试验和真实介质试验储备经验。     

60t级液氧/甲烷发动机起动过程建模与仿真

为制定可靠的发动机起动程序,围绕60 t级液氧/甲烷发动机起动瞬态特性开展了一系列建模和仿真研究.介绍了60 t级液氧/甲烷发动机系统方案,列举了发动机系统仿真模型,搭建了全系统瞬态特性仿真平台.根据仿真结果选取了箱压下点火起动方案,提出了设置甲烷涡轮燃气旁通以降低亚临界两相气阻风险的解决方案.试验结果表明,发动机主要性能参数的计算结果与试验数据一致性较好.