节流阀阀芯型面优化设计

简要叙述了液氧／煤油火箭发动机节流阀阀芯型面优化设计的方法。原有节流阀的流阻特性不满足发动机使用要求,根据系统对节流阀的参数要求,采用分段插值拟合法对节流阀阀芯型面重新进行了优化设计,优化后的节流阀液流试验合格,并通过了发动机热试车考核,其性能完全满足系统要求。     

液氧/煤油发动机燃料节流阀试验技术

在长征系列发动机主泵试验系统现有的基础上经局部改造而建造了燃料节流阀试验系统。利用长征系列发动机主泵作为动力源,提高其转速,解决了燃料节流阀试验要求的高扬程、高背压等技术难题。设计改进了控制高压供气系统。在高入口压力下对节流阀的性能进行了成功试验。动态特性参数的测得为燃料节流阀工作特性的深入研究提供了有效依据。     

液体火箭发动机液流试验系统测量过程控制研究

介绍了液流试验系统测量过程控制。从日常液流试验系统测量过程验证及控制方法入手,详细介绍了各种测量验证及控制方法的应用场合及其优缺点。最后给出了目前开展测量控制工作所存在的问题及今后的发展方向。     

单向阀流路系统自激振荡特性研究

针对液流试验中出现的单向阀系统自激振荡现象,建立了描述该系统动态过程的非线性动力学模型。通过数值计算证实了系统在一定条件下出现极限环,系统是局部稳定,大范围不稳定,计算结果与试验相吻合。分析了此系统产生自激振荡的原因、影响因素及抑制措施。     

高压管路快速连接件设计与应用

管路连接操作在液体火箭发动机组件液流试验中非常频繁,为了提高试验效率、降低试验过程中密封件的损耗,需要将现用的连接方式进行改进,而高压快速连接接头在国内市场并没有成品。因此,结合实际操作对液流试验用的连接接头进行了重新设计,并经过不断改进和验证,达到了快速、可靠的连接目的。     

某发动机燃料节流阀特性研究

介绍了某发动机燃料节流阀的功能及结构特点,对其工作过程和工作特性进行了试验研究,提出了设计过程中满足发动机要求的具体措施.     

调节阀特性研究

针对某种调节阀,利用AMESim软件建立了该调节阀的仿真模型,仿真计算了该调节阀液流试验的流量特性,结果与调节阀液流试验结果基本一致,证明了仿真模型的合理性。利用该模型准确地预测了全系统试验过程中调节阀的流量特性,并对该调节阀的起动特性进行了初步研究。     

我国首次闭式循环发动机发生器-涡轮泵联动试验研究

液氧/煤油闭式循环发动机发生器-涡轮泵联动试验的特点是发生器组元供应依赖氧泵及煤油泵;联动试验产品自身起动,化学点火,闭式循环工作;通过流量调节器、节流阀、工艺喷管和多级节流装置实现系统调节和参数平衡.联动试验的主要目的是考验涡轮泵、发生器、阀及相关分系统的方案可行性及工作协调性,掌握补燃循环系统的起动特点及试验技术.本文论述了联动试验系统总体方案、关键技术攻关研究、分系统地面冷试方案、试验工况调整、试验程序确定及试验保障措施等试验方案设计过程,对进一步试验和同类型试验具有重要参考及借鉴价值.     

凝胶试验特性数据分析

针对凝胶推进剂压力损失的计算方法与常规推进剂存在很大差异,结合对非牛顿流体的理论分析,得出了凝胶推进剂在管路中的流动特性主要取决于其自身。对凝胶N2O4及凝胶UDMH液流试验的压力-流量数据,分别采用指数方程、多项式方程和直线方程三种方法进行曲线拟和、对比分析,反映了凝胶推进剂的非牛顿流体特性,对系统组建提出了一些建议,明确了凝胶试验系统试前应采用真实介质进行冷调,并为系统调试数据提供了可行的拟合方法。     

空间推进系统表面张力贮箱的研究

首先对空间推进系统的推进剂管理进行了概述,着重介绍该表面张力贮箱的研究。主要包括:第一,对各种加速度下液体在贮箱内的定位进行了分析,以确定管理装置的结构形式;第二,在贮箱设计上,应用流体网络理论,建立了设计模型。按以上方法设计的贮箱已经通过振动冲击、运输、液流等地面试验及飞行试验的考核,无一出现故障。     

航天器推进系统气路减压阀温度特性研究

针对航天器推进系统,分析了氦气在气路上的工作过程,研究了氦气节流效应及其对减压阀阀体温度的影响。研究结果表明,在航天器气路正常工作的温度与压力范围内,氦气经过减压阀节流后的温升在65～68 K之间,并随减压阀进、出口压力差的增大而增大。氦气温度变化引起减压阀阀体温度的变化,因此了解阀体温度特性是减压阀热控设计的依据。     

固体推进剂空气涡轮火箭发动机的非设计点性能研究

为了简化控制系统和节流装置,采用涡轮进口富燃燃气流量为常数的调节计划,建立了固体推进剂空气涡轮火箭发动机(SPATR)的非设计点计算数学模型。分析了不同设计点涡轮进口富燃燃气流量对SPATR性能的影响,确立了设计点富燃燃气流量选择的方法。计算了SPATR的非设计点性能。结果表明,所建数学模型合理、可行,能满足SPATR在不同高度和速度下飞行任务的需要。     

一种先进的推进剂控制阀

本文介绍一种先进的推进剂控制阀——柔性支撑双阀座电磁阀。按动力学特性对该阀门和通常使用的螺旋返回弹簧滑动导向电磁阀进行了比较,证明该阀门具有开关可靠性高、漏率低并能避免自污染等优点。文中还给出了液路系统中各串联节流孔压降公式。     

动力系统大气垫容积启动充填仿真及试验研究

应用AMESim系统建模和仿真软件并考虑减压阀出口不同节流孔板孔径节流能力,建立了贮箱加注仅为满载加注量40％条件下的系统启动充填过程仿真模型。计算了电爆阀打开后贮箱出口压力变化曲线,获得系统初始充填时间。依据仿真结果结合系统实际情况完成系统冷试验证试验,试验结果与仿真计算数据基本一致。     

双推力室起动同步性研究

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.     

全流量补燃循环液氧甲烷发动机推力调节方案研究

无毒、无污染的大推力可重复使用液氧甲烷发动机成为研究热潮,以200 t级全流量补燃循环液氧甲烷发动机为研究对象,结合真实气体效应下涡轮绝热功模型和低温冷却套模型,对比分析了发动机多种调节元件设置方案,结果表明富氧发生器、富燃发生器副路调节元件分别设置为调节器和节流阀时,发动机推力和混合比耦合程度相对较低,利于单一工况参数的调节。在此系统方案基础上,通过仿真对比分析,选择出了最佳推力调节方案。     

大推力姿控发动机推进剂控制阀流场分析

采用数值分析与试验研究相结合的方法,对姿控发动机控制阀内部流场进行分析.数值计算与试验数据相吻合,可以认为数值分析能够较真实地反映控制阀的内部流动特性.对流场参数的分析表明：来流撞击阀芯和阀口收缩节流,是控制阀内流动能量损失的两个主要环节,在结构设计中应尽量避免;另外,流道截面的连续性及流动空间的充分性也是控制阀内部结构设计需要考虑的重要环节.     

液体火箭发动机氧腔流动分析及均流板设计研究

采用Navier-Stokes方程数值模拟了某型火箭发动机推力室氧腔流动，计算分析了节流板表面的总、静压分布及其畸变指数。依据压力畸变提出了氧腔均流孔板改进方法，并通过多次分析-设计循环得到了新的均流板。最后对所设计的均流板进行了详细地计算分析和实验验证。分析和验证表明新设计的均流板使氧腔出口节流板表面压力畸变降低了30．4％，显著提高了氧腔压力均匀性，进而可以大大提高燃烧效率。