火箭发动机随机推力调节控制驱动器的研制

为满足某型号液体火箭发动机定混合比随机无极变推力工作要求,研制了基于DSP处理器的随机推力调节控制驱动器。该控制驱动器实时接收随机变推力指令,在定混合比条件下,协调控制发动机系统上的燃料及氧化剂路调节阀,从而控制燃料及氧化剂流量,完成发动机的随机变推力控制。其参加多次发动机系统冷调试验及地面全程热试车,工作稳定可靠,实现了变推力双组元推进剂流量同步控制,精确控制发动机混合比,快速响应随机变推力控制要求。     

飞行器的一种控制执行机构——变推力火箭发动机调节系统性能分析

本文介绍一种可用于飞行器控制系统中的动力装置——变推力火箭发动机的系统方案。根据控制系统的要求,对发动机可调文氏管——喷注器系统的结构参数选择和设计,推导出数学表达式,并对这种发动机控制系统的动态性能和稳态性能加以分析。变推力液体火箭发动机,通常都是利用改变推进剂的秒流量来实现推力调节,其方案可利用喷注器流通截面的变化,或者在发动机供应系统中设置流量调节器,改变流量达到推力调节的目的。但是比较完善的方案是发动机供应系统和喷注器系统对推进剂的流量都进行调节。供应系统中的调节器用来调节推进剂的流量和组元混合比,喷注器流通截面的变化保证推进剂的喷射速度和雾化质量。供应系统中的流量调节器通常是采用可调节流量文氏管。在一般文氏管中加上一个可沿文氏管中心线移动的同心锥,调节锥的纵向移动改变文氏管的流通截面积,调节推进剂的流量。并且文氏管往往处于汽蚀状态下工作。     

变推力发动机仿真计算分析

分析了变推力发动机采用的双调模式,用流量调节器控制推进剂流量。流量定位针栓式喷注器控制喷注压降,保证喷注速度基本不变。根据发动机系统特点建立了主要组件的数学模型,并根据模型进行了仿真计算,最后对发动机前管路流阻影响进行了分析。     

补燃循环发动机推进剂利用系统研究

采用推进剂利用系统可以提高运载火箭的发射能力。以液氧/煤油富氧预燃室补燃循环发动机为例,提出的混合比调节系统方案为:在推力室燃料主路设置全流量的混合比调节器,由步进电机驱动,可以实现混合比连续调节。与我国现有的液体火箭发动机相比,这种调节方式可以实现全流量调节,调节范围大。同时,混合比调节时对推力、比冲和涡轮泵转速等参数的影响很小,对发动机系统和组件的影响也较小。发动机混合比调节范围可以达到±10%,调节速率为每秒2%以上。     

补燃循环液体火箭发动机大范围工况调节方案研究

结合液氧/煤油补燃循环发动机的结构和工作特点,重点探讨了推力室燃料主路节流、涡轮分流以及变发生器混合比等推力调节方案在发动机上的应用,确定了在发生器燃料路设置流量调节器改变发生器混合比,实现发动机推力在50%～110%范围内调节的方案,分析了推力调节速率对发动机工作过程的影响及主要组件的适应性.     

鲁泊数和孔径比对直流互击式喷注器性能的影响

设计高性能喷注器、提高发动机比冲性能是发动机设计者一直追求的目标。对于直流互击式喷注器,鲁泊数和孔径比是影响喷注器性能的两个关键参数,而且两者之间有一定关联。为了初步研究鲁泊数和孔径比参数对直流互击式喷注器性能的影响,合理匹配两者的关系,设计了三种状态的喷注器,进行了混合比分布试验和热试车考核。结果表明,兼顾鲁泊数和孔径比才能使氧化剂和燃料达到最佳混合效果,提高燃烧效率。     

双组元变推力液体火箭发动机燃烧效率研究

应用一维流管燃烧模型,考虑了液相反应、液滴二次破碎和压力耦合的影响,借助喷注器冷流试验,对双组元变推力液体火箭发动机的蒸发效率和混合效率随工况的变化进行了研究.最后给出了计算燃烧效率和热试车数据的对比,得出了相应的结论.     

硝酸羟胺发动机喷注器特种流量分配方法

硝酸羟胺(HAN)发动机如果采用传统肼类均匀分配喷注器,那么在靠近喷注器一段距离的催化床内,中心温度低于边缘温度,中心位置反应物转化率低于边缘位置,并且中心位置反应物质量分数高于边缘位置,该不均匀性将影响发动机工作寿命。针对HAN发动机喷注器采用传统设计方案容易使得催化床中心过载的问题,提出了一种“外密内疏”流量分配喷注器设计方法,并给出了该方法的设计理论。开展了基于传统喷注器结构和新型“外密内疏”喷注器结构的60 N HAN发动机热试车试验,对比结果表明,传统均匀分配喷注器的60 N HAN发动机工作680 s后发动机失效,而采用新型特种流量分配方案喷注器的发动机可较稳定地完成1 200 s长稳态工作。提出的新型喷注器设计方法为长寿命HAN发动机工程应用提供了参考。     

液体火箭发动机针栓喷注器雾化燃烧技术研究进展

针栓喷注器具有结构简单、可靠性高、燃烧稳定,可实现深度节流、面关机、机构可按比例缩放、成本低等显著优点,以其为基础的推力调节技术是一种实现液体火箭发动机变推力方案的有效途径,得到了广泛的应用。基于国内外针栓喷注器及针栓式发动机技术的发展现状和应用实例,着重从喷注器雾化性能和发动机燃烧流动问题2个方面进行了分析,在此基础上提出了对喷注器及发动机技术研究方向和研究重点的建议。     

国外单组元变推力发动机应用与关键技术

介绍了国外单组元变推力发动机的应用现状,阐释了单组元变推力发动机的结构和设计原理,总结了研制和改进过程中的关键技术,主要包括径向双层夹套催化床设计、径向喷注器设计、流量稳定调节技术和催化床空穴控制技术等。美国为火星软着陆研制的MR-80和MR-80B无水肼单组元变推力发动机分别应用于“海盗”号和“好奇”号着陆器下降级推进系统。MR-80发动机可实现275~2835 N变推力调节,推力变比为10∶1,比冲为205 s,呈120°均布于“海盗”号着陆器三角形基座的长边。“好奇”号下降级推进系统由2个高压氦气瓶、3个推进剂贮箱、8台单组元变推力发动机、8台单组元250 N姿控发动机、1个压力控制组件和3个推进剂控制组件组成,MR-80B发动机可产生31~3603 N的真空推力,推力变比达到100∶1,比冲范围为204~223 s。     

220 t级补燃循环氢氧发动机推力室研制

推力室是220 t级高压补燃循环大推力氢氧发动机的核心部件,其技术提升幅度大,涉及关键技术多,攻关难度大.通过开展多方案对比分析、全面的数值仿真优化、缩尺热试验验证确定了大推力补燃循环氢氧发动机推力室的主要设计方案:喷注器采用四底三腔方案氧腔居中,燃烧效率高达99.7％;身部采用边区低混合比+气膜冷却+再生冷却的组合热...     

环槽式过氧化氢/煤油气液喷注器研究

对环槽式过氧化氢/煤油气液喷注器进行了理论分析和数值仿真计算。介绍了环槽式过氧化氢/煤油气液喷注器热试车情况,试验燃烧室压力1～2 MPa,混合比7～9,获得了燃烧效率、点火性能、燃烧稳定性、喷嘴特性及混合比等重要参数。     

阿里安-5的上面级发动机

欧洲阿里安-5运载火箭的上面级和使神号航天飞机的推进装置将使用一种真空推力为27.5千牛的发动机,这种压力输送式发动机的预研工作已经结束。热试车表明,用于喷注可贮推进剂的共轴喷注器在性能、燃烧稳定性以及热相容性等方面都能达到设计要求。本文介绍了这种发动机的性能、结构设计和试验等情况。     

某型二级发动机混合比调节特性分析

为了提高火箭运载能力,常规二级发动机设置了混合比调节系统.通过建立发动机系统非线性静态特性仿真模型,并结合地面试车数据,开展发动机混合比调节特性分析.结果表明:发动机的混合比调节范围达到-3.13％～+3.20％,完全满足火箭推进剂利用系统的要求,且有一定的余量;混合比调节系统既达到了调节发动机混合比的目的,又能保持发动机的推力基本不变.采用静态仿真模型可以很好地描述发动机稳态工作过程中的混合比调节特性,具有较高的精度.     

涡轮泵超低工况性能研究

对于泵压式变推力发动机和先进的冲压发动机,需要涡轮泵变工况工作,涡轮泵变工况性能是该类发动机研究的一个重点。结合上面级验证性发动机试车,对游机涡轮泵变工况的性能和稳定性进行分析研究。通过泵全流量特性试验和汽蚀试验,得出泵能够在额定流量点25%处稳定工作的结论。对涡轮工况变化后的燃气参数、入口压力、出口压力及效率进行分析,认为涡轮也能够稳定工作。给出了游机涡轮泵可以参加验证性试车的结论,并得到了发动机试车的验证。     

登月舱用深度变推下降级发动机系统方案研究

在我国的载人登月技术方案中,为实现软着陆,登月舱需要一种大推力、高性能、多次起动,能够大范围变推力的泵压式发动机.通过研究国外登月用下降级发动机技术发展现状和趋势,基于我国氢氧发动机和低温推进剂空间贮存水平,进行了深度变推发动机的系统方案研究;通过分析比对燃气发生器循环和膨胀循环系统优缺点,确定发动机系统方案为涡轮串联闭式膨胀循环;采用空间可长时间贮存的液氧/甲烷推进剂组合,可满足任务周期要求;根据推力深度调节时对各组合件性能要求,确定喷注器燃烧稳定技术和燃烧室身部传热技术是深度变推发动机研制的核心关键技术.     

钛合金喷注器扩散钎焊失效分析与改进研究

某次试车中发动机喷注器出现扩散钎焊失效故障,根据失效焊缝的扫描电镜断口观察、X射线光电子能谱和金相分析结果对喷注器焊接结构、工艺参数等进行了改进研究。仿真、试件试验和热试车结果表明,改进后喷注器扩散钎焊强度和一致性明显提高。     

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。     

比例电磁阀的特性分析与试验研究

变推力液体火箭发动机可以为航天器的推进与控制提供可控动力,是航天器动力系统的理想选择.其中流量调节技术是变推力发动机的核心技术之一,是变推力发动机研究的热点和难点.本文在对变推力发动机技术进行总结的基础上,对比例电磁铁静态吸力特性、电磁阀阀口流量特性和比例电磁铁动态响应特性进行了深入研究.通过对比例电磁阀系统全面研究,...     

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。