液体火箭发动机系统动力平衡参数通用计算方法

提出一种在计算机上求取液体火箭发动机系统动力平衡参数的方法.该方法对各种发动机系统方案的分析具有通用性.适用于发动机方案论证工作中的系统平衡参数的确定.用该方法对液氧/丙烷推进剂组合的燃气发生器循环与分级燃烧循环给出了两组计算结果.     

RBCC发动机初步设计CAD系统研究

研究了一种用于火箭基组合循环发动机(RBCC)初步设计与方案分析的CAD系统。分析并解决了发动机几何特征参数提取、性能分析模型、设计计算集成、三维图形造型与显示等关键技术。基于AC IS几何造型内核软件,搭建了火箭基组合循环发动机初步设计的CAD平台,并利用该平台进行了算例分析。结果表明,该CAD平台能有效地进行火箭基组合循环发动机的设计与分析,实现了设计、计算一体化,为此类发动机实验器的设计提供了技术支持。     

新型空间双模式核热推进系统热力学性能研究

基于再膨胀布雷顿回热循环,提出了一种新型空间双模式核热推进系统方案。针对使用氦作为工质的情况,对该推进系统发电模式下的性能进行了分析计算,获得了循环增温比和增压比以及再膨胀分配系数对发电模式循环性能的影响规律。结果表明:在同样设计参数下,此循环效率高于基本布雷顿回热循环,散热器面积小于基本布雷顿回热循环。循环增温比的增加会提高此循环效率,增压比的增加则会降低循环效率。对再膨胀分配系数的分析计算表明,在循环增压比分别为3和6的条件下,循环效率在膨胀分级比为0. 83和1. 05左右达到最大值。随着循环增压比的增大,循环输出功率最大值对应的分配系数也逐渐从左极值向右移动。此循环作为空间核热推进系统发电模式的循环方案,可以有效减小航天器的体积和重量。     

某型膨胀循环发动机高空模拟试验方案研究

某型膨胀循环发动机在研制初期基于环境压力可能对膨胀循环发动机起动加速性有较大影响的考虑,采用了全程主动引射高空模拟试验方案,试验结果显示环境压力对发动机起动加速性的影响较小。发动机室压和喷管面积比是影响引射方式的主要参数,该型膨胀循环发动机与采用被动引射的某型燃气发生器循环发动机参数相当,这为该型膨胀循环发动机采用被动引射提供了可能,并对膨胀循环发动机采用被动引射高空模拟试验方案的可行性进行仿真研究。     

径流式涡轮在膨胀循环发动机氢涡轮泵中的应用

为满足膨胀循环液体火箭发动机高性能和高可靠的研制要求,在氢涡轮泵方案的选择上采用了径流式氢涡轮方案。通过一维热力和三维结构设计,初步验证了径流式氢涡轮应用可行性。借助于CFD分析软件,完成了该涡轮设计工况全三维粘性数值模拟,证明性能满足指标要求。通过强度优化设计和轴向力平衡两方面研究,突破了涡轮泵应用的两大技术难点。结合该涡轮介质试验及发动机热试车考核情况,得出径流式涡轮能够应用于膨胀循环发动机氢涡轮泵的结论。     

低温推进剂火箭发动机预冷方案研究

对国内外低温推进剂火箭发动机采用的排放预冷、自然循环预冷和强制循环预冷等预冷方案进行了综述。介绍了国内新一代运载火箭使用的新型低温液体发动机的预冷研究。对液氧煤油发动机预冷方案中推进剂类型、发动机所在子级、自然循环多因素综合等影响方案的主要因素,以及发动机预冷方案中的维护、沸腾传热与两相流数值模拟等关键技术进行了分析。     

基于RBCC的天地往返运载器动力方案研究

基于火箭基组合循环发动机(RBCC)的结构组成、工作过程和特点,结合某吸气式重复使用天地往返运载器所提出的动力需求,分析了采用RBCC组合循环发动机作为该运载器动力方案的可行性和动力系统指标,设计并计算了RBCC组合循环发动机在各个工作模态下的性能参数.针对相同的运载器使用要求,采用相同的总体和气动力参数,通过飞行弹道仿真,计算和比较了采用RBCC发动机和纯火箭发动机两种动力方案的天地往返运载器方案.研究结果表明,相对于纯火箭动力,采用RBCC动力能明显减小运载器的燃料消耗,并增大其航程.     

液氧／烃助推发动机循环方案探讨

对膨胀循环、分级燃烧循环和发生器循环三种发动机动力循环方案进行了分析,并从推力为兆牛级的液氧/烃助推发动机的性能、结构质量、经济性和研制周期等方面,对分级燃烧循环和发生器循环进行了定量比较.     

核热火箭发动机系统循环方案分析与设计

核热火箭发动机是未来实现载人火星探测的首选动力方案,其具备高比冲、大推力和长工作寿命等优点。我国在此方面研究较少,亟需开展核热推进技术理论及方法的研究。核热火箭发动机系统循环分析与设计是关键问题之一,对推进系统总体设计有重要意义。分析了3种可用于核热火箭发动机系统循环的方案特点,基于闭式膨胀循环设计了比冲为910 s ...     

基于超声速汽液两相流液化装置的排气液化循环方案

构造了基于超声速汽液两相流液化装置的涡轮排气液化循环发动机系统方案,对性能进行了分析、计算。结果表明：该方案可将燃烧室压力提高至35 MPa,氢主涡轮泵出口压力降低40.4%,燃气发生器室压降低38%,发动机比冲提高50.9 m/s,同时水液膜可发挥较好的热防护作用,系统冷却安全、可靠。     

The study of high pressure expander cycle engine with advanced concept combustion chamber

This paper discusses the feasibility of the high pressure LOX/LH2 expander cycle engine which delivers 147 kN of thrust at 9.8 MPa of chamber pressure with a new concept combustion chamber.The expander cycle has the advantages of high performance and system simplicity, but it has not been applied for high pressure engine due to the existence of an upper limit in the chamber pressure to be achieved.In the expander cycle engine, the maximum chamber pressure is dominated by the amount of heat absorbed by the regenerative coolant. The larger amount of heat exchange requires the longer combustion chamber under the usual idea, which causes a decrease of performance because of reducing expansion ratio under the given engine envelope or increasing vehicle length. In order to achieve the higher chamber pressure without any decrease in performance, higher heat exchangability in the chamber is necessary.We propose the new concept combustion chamber in which higher heat exchangeability is realized by having the additional heat exchanger installed within it.Preliminary tests for the internal heat exchanger and for the expander cycle engine will by carried out in 1985 by ISAS.     

基于分层燃烧的RBCC发动机热力循环浅析

针对分层燃烧循环RBCC发动机,建立了热力学理论模型,引入压缩效率、加热比和增压比,对RBCC发动机的热力循环过程进行分析,推导了发动机热效率计算公式,探讨了热效率随不同参数的变化及其与各参数之间的关系。分析表明,压缩效率、加热比及喷管压比越高,热效率越大;存在最优增压比,可使热效率达到最高值。     

温度分布对复合材料壁板颤振特性的影响

为了分析不同温度分布对复合材料壁板的颤振临界速压和非线性极限环颤振幅值的影 响,将壁板面内的温度分布简化为线性分布情况和非线性二次曲面分布,建立了受 热复合材料壁板颤振的有限元模型,并分别在频域和时域内对受热复合材料壁板的临界颤振 速压和极限环颤振响应进行了求解。结果表明,温度分布的梯度效应使得壁板颤振临界速压 降低并使极限环颤振幅值增大;而非线性温度分布的曲率效应使得颤振临界速压升高。采用 面内 温度均匀分布的模型求解壁板的颤振边界,既有可能得到偏“保守”的解,也有可能得到偏 “危险”的解,而且当壁板温度分布的非线性效应较强时,不仅要考虑壁板温度分布的梯度 效应,还要考虑温度分布的曲率效应对壁板颤振特性的影响。
     

压力传感器静态校准方法改进

对目前发动机试验采用的压力传感器校准方法存在的问题进行了分析,针对这些问题,提出了一种压力传感器自动静态现场校准方法,该方法能减少对于压力标准源精度的依赖以及检定循环次数并提高校准工作效率。     

采用压降检漏法对大型密封容器检漏时的"升压"现象分析

文章首先介绍了压降检漏法的原理,并针对该方法在检测大型密封容器过程中出现的"升压"问题,通过压降检漏法与非真空收集器检漏法的对比试验及理论分析,得出产生该现象的原因是由于被检系统的真实漏率小于压降检漏法的灵敏度而引起的.在检测周期允许的前提下,可通过延长保压时间满足检测要求.     

空间闭式布雷顿循环旁路调节特性分析

闭式布雷顿循环是未来空间大功率热电转换的有效途径,而旁路调节是实现系统快速功率调节和转速控制的有效手段.通过对标美国普罗米修斯计划中的热电转换系统参数,进行了涡轮、压气机的气动设计和换热器性能计算,获得了包括组件特性、管道布局的热电转换系统动态仿真模型.基于该动态模型,对旁通阀不同响应时间、开度对系统功率、转速和循环温...     

纤维复合材料中孔隙的起因评述

文中介绍美国麦道宇航公司对纤维复合材料中产生孔隙原因的评述。热固性树脂基复合材料固化成型过程中产生孔隙的最简单机理是与挥发物的蒸气压相关联的。如果树脂凝胶前挥发物的蒸气压力超过树脂流体的压力,则会在层板中生成孔隙,而且孔会长大。介绍了影响树脂流体压力的试验结果,并讨论了诸如树脂体系化学组成,树脂体系的配置和预浸操作、铺层、加压以及固化工艺等因素对孔隙形成、长大的影响。     

液氧／甲烷发动机动力循环方式研究

综述了液氧／甲烷发动机的研究进展,分析了液氧／甲烷发动机的特性和应用前景,对比了大推力液氧／甲烷发动机的动力循环方式,提出发动机动力循环方式选择应综合用途、性能、研制难度及使用成本等多方面因素,一次性使用的发动机应采用高性能的高压补燃循环,其中部分甲烷冷却推力室的富燃补燃循环较佳;重复使用的发动机应根据工作次数和工作寿命,重点考虑系统压力低的燃气发生器循环和低压的补燃循环．     

膨胀循环液体火箭发动机推力调节阀仿真研究

根据某膨胀循环液体火箭发动机推力调节阀的结构及工作原理,通过理论分析建立了推力调节阀的数学模型,并利用AMEsim软件构建了推力调节阀的仿真计算模型,对其进行了仿真计算.计算了发动机额定工况、高工况和低工况参数下推力调节阀内部各压力及流量参数,并对推力室室压、调节阀出口压力和氢主文氏管入口压力变化引起的调节阀主阀流量变化趋势进行了计算分析,得到了调节阀内部各压力参数及流量的变化规律.