固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的建模及特征研究

建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型,提出了燃烧室燃气与空气配比的关系,分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响,以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点。基于涡轮压气机功率平衡条件、静压相等的掺混条件和尾喷管流量匹配条件,建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的非设计状态数学模型。     

LE—7发动机研制现状

H-Ⅱ运载火箭的第一级发动机LE-7的研制计划目前正处于部件研制阶段,且已在试车台上作了下述试验:(1)燃烧器(点火器、预燃室与主燃烧室)试验;(2)燃料涡轮泵试验;(3)氧化剂涡轮泵试验.所有这些试验均取得了令人满意的结果.     

固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的气动热力循环分析(英文)

建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数值模型,提出了基于压气机增压比、涡轮前温度和涡轮落压比关系的燃烧室燃气与空气配比表达式,以及涡轮落压比和发动机涵道比的匹配关系.定量分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温、涵道比/涡轮落压比和飞行马赫数对固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的单位推力和比冲的影响.     

先进的液氧涡轮泵的设计与开发

先进的液氧(简称ALO)涡轮泵,用于推力为222.4kN的上面级膨胀循环发动机,它的结构尺寸和性能特征是由Pratt-Whitney公司制定的,以支持整体高收益的火箭推进技术项目(简称IHPRPT)。ALO涡轮泵是由俄罗斯的Voronezh化学自动化设计局(简称CADB)设计的,该设计局是Pratt-Whitney公司的合作伙伴。ALO涡轮泵是一种为上面级液体火箭发动机设计的高性能、低成本、高可靠性的涡轮装置,所提供液氧的流量为99Ib/s(45kg/s),压力为1800psi(121bar)。该涡轮泵与泵前的增压泵一起联合使用。按预先设想,ALO涡轮泵先进之处不仅包括高可靠性和低制造成本,而且其设计和开发费用也被压缩至最低限度。设计、制造和零件的标准测试是在一个较短的周期内(大约1.5年)完成的,花费了少量的元器件和原材料。这可能部分归功于CADB对以前相似涡轮泵充分的研究。     

火箭发动机两级反转小涡轮的设计与试验

本文叙述了反转式小涡轮泵系统的气动设计和台架试验评估。这种涡轮所代表的技术应用于一台先进的上面级火箭发动机涡轮泵中、这台发动机采用氢氧膨胀循环并通过高效燃烧、高燃烧压力、高喷管膨胀面积比获得高性能指标、发动机性能指标要求涡轮泵的驱动涡轮能在低燃气流率条件下获得高效率。小流率导致叶型的直径、高度及弦长都很小,因此高效和小尺寸的要求对涡轮设计提出了一个具有挑战性的问题。本文叙述用一种非常规的方法来迎接这一挑战,并详细叙述了设计程序以及由此产生的叶型构型、本文对分析一级或二级结构形式以及无二级静叶结构形式的全尺寸气动性能计算方法和结果作了介绍,这项成果的全部结果表明;先进的气动设计工具和硬件生产技术为制造先进火箭发动机的小型高性能涡轮提供了可靠的基础。     

高性能的俄罗斯液氧/煤油发动机NK-33

NK—33液氧/煤油火箭发动机是由萨莫拉国家科研生产联合体——“TRUD”为俄罗斯N—1登月火箭研制生产的。这种四级型的 N—1火箭所使用的发动机均为液氧/煤油火箭发动机,其中30台 NK—33发动机用于第一级,8台与 NK—33发动机类似而面积比更大的 NK—43发动机用于第二级,四台 NK—39发动机用于第三级,一台除带有常平座外类似于 NK—39发动机的 NK—31发动机用于第四级。所有上述的液氧/煤油发动机都是六十年代研制的,均采用一个富氧预燃室产生涡轮燃气,气氧与热煤油经过分级燃烧喷注器在8.964～15.169MPa 绝压下燃烧。NK—33、NK—43和 NK—39发动机可控制发动机簇的推力,并提供火箭的推力向量控制。由于采用高室压,NK—33发动机的设计实现了较高的性能和很轻的结构重量。富氧预燃室的采用,使得发动机有较高的燃烧效率和燃烧稳定性。在预燃室中,全部的液氧以58:1的混合比燃烧,所产生的628.15K 的富氧燃气全部用来驱动涡轮泵的涡轮,然后进入喷注器和燃烧室。NK—33发动机的结构牢固可靠,可实现很高的泵出口压力和14.480MPa 绝压的高燃烧室压力,因此,其面积比可达27:1,可产生2913.57m/s 的海平面比冲和3274.1m/s 的真空比冲。气氧和热煤油喷注器可保证发动机推力降至23%推力水平时仍能稳定燃烧。各次试车之间,无需使用溶解剂清洗 NK—33发动机的零件,也没有发动机零件的碳化现象,这是由于取消了富燃料气发生器和降低推力室冷却套中的煤油温度的缘故。NK—33发动机在用于飞行计划以前进行了充分的试验,共进行了910多次试车,累积点火时间达211,800秒。研制和鉴定完成后,先后共交付了250台 NK—33发动机,可靠性指标达到0.996。已经证实,NK—33发动机是一种高性能的助推发动机。它结构牢固可靠;所采用的技术,到目前为止,未见于美国的发动机。NK—33发动机可凭借低成本和高飞行可靠性改进运载火箭的性能。     

高压补燃液体火箭发动机的研制概况

液体火箭发动机的主要性能指标是比推力。在发动机设计中,要使比推力有较大的增加,主要靠提高燃烧室压力,但对于常规的开式燃气发生器循环系统的发动机来说,提高室压会受到驱动涡轮泵装置的限制。推力吨位在11～166吨的这类发动机,当燃烧     

液体火箭发动机“热泵”起动研究

多次起动泵压式液体火箭发动机存在"热泵"起动故障,主要原因是发动机再次起动时,泵部件的温度过高引起推进剂气化,导致推进剂增压泵不能够正常建压。因此提出一种"热泵"起动故障的解决方案:在发动机系统上增设排空系统和排放系统,降低泵部件的温度及泵腔的含气率;在涡轮和泵之间增加隔热结构,减少它们之间的热量传递;对发动机再次起动的时序进行调整。该方案结合某型多次起动泵压式上面级发动机试验验证,"热泵"起动故障圆满解决。最后通过对不同试验结果和高空环境仿真结果的对比,验证了该方法的正确性,能够提高发动机再次起动的可靠性。     

独特的双燃料/双膨胀可重复使用火箭发动机

为可重复使用运载器(RLV)设计的双燃料/双膨胀火箭发动机在过去的十几年中表现出色。其高密度推进剂丙烷和液氢燃料使发动机干质量大大减轻,加之尺寸小、质量轻及独特的燃烧室/喷管几何形状和涡轮泵组件使干质量进一步大幅度降低。该发动机的其它设计特征也使其研制,操作费用减至最少。     

NASA对3D打印的火箭发动机燃烧室进行点火试验

正NASA官网报道,NASA正在"低成本上面级发动机"项目下推动增材制造技术的发展,利用增材制造技术大幅降低火箭发动机制造的周期和成本。近期,NASA在马歇尔航天飞行中心成功对3D打印的火箭发动机燃烧室进行了一系列点火试验。上述燃烧室是由铜合金内壁和镍合金外壁两部分组成。此前,马歇尔航天飞行中心已经利用选择     

针对可重复使用和重复起动应用而对俄罗斯NK—33火箭发动机进行的改进和验证试验

Aerojet 公司得到俄罗斯登月计划使用的已经飞行验证的液体火箭发动机后,用现代仪器和控制把它改进成可重复使用和重复起动发动机,并用热试车验证了这些改进项目。NK—33液氧/煤油发动机是 Samara 州科学和生产企业“TRUD”(现称为N.D.Kuznetsov Samara 科学技术公司)为苏维埃 N—1运载器设计制造的。该补燃发动机产生的高压(14.54MPa 的室压)和高性能(真空比冲为3246m/s)是西方的烃类发动机从来也没有实现过的。Aerojet 公司引进了36台 NK—33发动机、9台 NK—43发动机(N.D.Kuznetsov SSTC 同一发动机在上面级的翻版)。NK—33发动机改进后将首先用于 Kistler K—1运载器。改进项目有:用电磁阎替换火药起动阀;替换推力和混合比控制用的机电起动阀;重新设计吹除供给系统;更换涡轮泵起旋和主燃烧室点火器的固体推进剂;为增加万向节和推力矢量控制架而重新设计更换机架。增加阀、火药起动器和管路以重新起动发动机,更换设备和电缆束。Aerojet 对该发动机进行了成功的热试车,以验证新部件和结构,并开始研究可重复使用 Kistler 运载器上的发动机耐用性。本文描述了对原始俄罗斯发动机的改进项目,报道了至今为止的试验结果。     

分级燃烧循环发动机燃烧室最高室压的计算

讨论泵压式液体火箭发动机分级燃烧循环的各种方案,包括单预燃室和双预燃室分级燃烧循环方案.给出了每种方案最高空压的计算结果.研究表明,双预燃室方案的燃烧室最高压力比单预燃室方案更高.     

通用的可贮存上面级发动机AESTUS Ⅱ

Aestus Ⅰ发动机是戴姆勒一奔驰公司和火箭达因公司将要合作研制的泵压式可贮存上面级发动机,它的推力室和涡轮泵(燃气发生器)设计分别参照 Aestus 和XLR-132发动机,因此具有较强的继承性。该发动机性能高、研制成本低、周期短、风险小,适用于多种运载器。本文介绍了有关技术问题和研制计划。     

NK-33火箭发动机获得新生

NK-33火箭发动机于上世纪60年代末由苏联库兹涅佐夫设计局设计用于登月火箭发动机,具有性能可靠、推重比大等特点。该发动机是分级燃烧循环双元液体推进剂火箭发动机,采用富氧预燃室技术驱动涡轮泵。由     

“战斧”助推器采用热球窝喷管

美国联合工艺公司化学系统分公司为通用动力公司“战斧”巡航导弹研制的改性固体火箭助推发动机,在化学系统分公司(CSD)进行了第一次点火试验。试验结果表明,该发动机总冲比改性前的总冲提高了17%。这台发动机全程工作13秒,推力2900公斤。这是化学系统分公司根据合同制造和试验的36台发动机中的第一台。发动机采用了化学系统分公司和 Par-     

液体火箭发动机制造技术发展现状

以欧洲阿里安系列火箭为例,介绍了发动机的制造技术发展情况,详细论述了推力室及涡轮泵的几大部件所采取的工艺技术,通过对液体火箭发动机制造技术现状的分析,说明了制造技术的发展不仅为发动机采用新结构、新材料创造了条件,而且还促进了发动机性能的提高。     

阿金纳2000轴向主发动机设计参数和试验结果

目前运载市场需求一种高性能、低成本的泵压式双组元可贮存推进剂发动机,用于一次使用运载器的上面级。本文介绍了大西洋研究公司和空气喷气公司共同为洛克希德一马丁宇航公司研制的阿金纳2000发动机,其推力为67kN。目前阿金纳2000发动机已经成功地完成了一系列严格的试验,原型发动机予98年底顺利通过了60s 的鉴定试验。本文介绍了阿金纳2000发动机系统和主要组件的设计状态,喷注器和燃烧室水试校准结果及各种热试车系列的试验结果。     

压力对膜盒式端面密封平衡直径的影响

膜盒式端面密封在低温液体火箭发动机涡轮泵中有着广泛的应用,作为直接影响密封工作稳定性及涡轮泵工作可靠性的重要参数,端面比压、膜盒平衡直径等如何选取一直是密封设计的重要工作.以某型低温液体火箭发动机涡轮泵的膜盒式端面密封为研究对象,研究压缩量、工作压力对膜盒应力分布、平衡直径、载荷系数和端面比压的影响.应用有限元法建立了...     

低温推进剂液体火箭发动机超导电磁泵压循环系统初步设想

为解决大型液体火箭发动机现有循环系统性能和技术难度及成本之间的矛盾，本研究基于低温推进剂液体火箭发动机工作环境特点，并结合磁流体发电机和直流超导电机的原理和工作特性，提出了一种不同于涡轮泵循环的超导电磁泵压循环系统。文中阐述了系统中超导电磁泵和磁流体发电装置的基本结构与工作原理，分析了系统的优缺点，并对超导电磁泵压循环系统进行了初步的可行性论证，最后对超导电磁泵压循环系统的应用前景进行了分析和论述。结论认为．作为一种全新的火箭发动机循环系统，超导电磁泵压循环系统具有非常广阔的发展及应用前景。     

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。