双组元变推力液体火箭发动机的比冲特性

变推力液体火箭发动机可以增大工作适应性和可操作性。对变推力发动机要求在变推力时具有高的比冲、稳定可靠和需要的响应特性。本文讨论了双组元变推力液体火箭发动机比冲的影响因素和在变推力情况下获得尽可能高的比冲的关键技术,介绍了登月舱下降发动机 LMDE 的比冲特性。     

高性能的400N MMH/NTO双组元远地点发动机

本文介绍了 Dasa(戴姆勒-奔驰宇航公司)新型的400N 远地点发动机鉴定试验结果。该发动机采用 MMH/N_2O_4地球可贮存推进剂,其比冲比 Dasa 第一代再生冷却的远地点发动机至少提高98m/s。根据 Dasa 10N 推力室的经验,新型的400N 发动机也采用了无涂层的铂合金推力室,同时喷注器也进行了改进,能够满足性能指标要求。一台发动机完成了鉴定试验,先进行一般的验收试验,接着进行鉴定试验。经充分的验证表明,发动机在420N、入口压力1.7MPa 状态下,额定比冲3116m/s.在鉴定试验中,发动机共消耗推进剂2663kg,重复点火起动128台次,并完成10个完整的热循环。最长工作时间4000s,热和冷的推进剂入口温度45℃和0℃。He 气引入的发动机稳定性评定,高温起动能力以及从1.3MPa 至2.0MPa 的供应压力的变化等,均作为鉴定试验大纲的内容。本文阐述了鉴定试验的结果,并进行了讨论。另外,还报告了三台发动机在轨飞行结果。     

双模式远地点液体火箭发动机的飞行性能

本文描述一种用于验证445N 双模式远地点液体火箭发动机(DM—LAEs)飞行性能的精确方法。采用验收试验比冲数据,应用该方法得出了转移轨道ΔV 的预测值.该预测值与ANIK—E2、ANIK—E、INTELSAT—K 飞行器的遥测结果一致,误差在0.1%以内.正常条件下,发动机单次点火的最大ΔV 偏差不到0.5%。这样好的一致性说明发动机地面比冲 I_测量值精度很高.星上六台 TRW 公司的 DM—LAEs 发动机的平均比冲为3084.2m/s。本文还完成了对测量系统的误差分析,估计 I_的3σ不确定度为±13.7m/s.这个估计结果与正常条件下地面试验比冲测量偏差一致,也与飞行时发动机单次点火ΔV 偏差测量结果一致。这种方法还可附带精确地估计发动机在轨工作时推进剂剩余量,还可对发动机偏离额定条件下工作时的性能影响进行辅助研究.     

固体火箭发动机的比冲预示

固体火箭发动机的实际比冲预示已有许多计算方法.然而对空—空导弹这类小型发动机,用这些计算方法,均不能准确地预示其发动机的实际比冲。本文在收集国内外大量发动机试验数据的基础上,编制了计算程序,得到发动机实际比冲计算的通用公式。用该式预示的发动机比冲与其试验比冲相比较表明,准确度较高,相对误差在3％以内,可用于固体火箭发动机,尤其适合于空—空导弹小型发动机的实际比冲预示。     

国内外卫星用液体远地点发动机发展综述

综述了国内外卫星用液体远地点发动机的发展情况,阐述了国外几种典型远地点发动机和国内三代490 N发动机的主要技术特点和技术指标,对比分析了其产品性能并介绍了其产品的考核应用情况。自上世纪90年代以来,国内外在卫星用液体远地点发动机的研制中喷注器性能不断提高,推力室均采用了新型抗高温氧化材料,主要以铼/铱材料和C/SiC...     

液体远地点发动机推力室工作过程数值仿真

研究了远地点发动机(N2O4／MMH)的推力室工作过程,考虑了自燃推进剂的雾化、蒸发以及化学反应流动过程,采用交错网格系统的SIMPLE算法,得到了不同边区冷却流量对推力室的内流场和燃烧效率的影响结果,数值计算的结果与理论分析相符合,为推力室工作过程的稳定性分析提供了重要参考。     

小型地球可贮存双组元液体火箭发动机不稳定燃烧

22N 双组元液体火箭发动机采用四氧化二氮和一甲基肼为推进剂,在这样小的发动机中认为产生一次切向不稳定燃烧是不可能的,因为,这需要有极高的振荡频率。1991年,一台22N 火箭发动机在常规的验收试验中,遇到燃烧室被烧毁时,就否认了是高频不稳定引起的。由于缺乏高灵敏的测试仪器和基于高振荡频率的一次切向不稳定燃烧是不可能产生的认识,因此,进行了大量的故障原因分析工作。后来的研究结果证明,50000Hz 频率左右的一次切向不稳定燃烧是能够出现的。而改变喷注器集液腔容积和应用亥姆霍兹谐振器,便能成功地消除这种类型的不稳定燃烧。     

三组元液体火箭发动机发展概况

双组元液体火箭发动机的发展已进入成熟阶段,进一步提高性能已十分困难。为满足空间开发的需要,需要探索液体火箭发动机发展的新途径。国外(美国和原苏联)十分重视三组元发动机技术的研究,我国近来也做了一定的研究工作。本文介绍了三组元发动机理论的提出、发展情况以及几种这种发动机方案(双燃料、双膨胀、双喉道和一体化方案)及其性能参数。     

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.     

液体火箭发动机基本组元平衡常数法热力计算

给出一种适应微型计算机计算液体火箭发动机热力参数的计算方法——基本组元平衡常数法.引入基本组元的新概念,以基本组元为基础推导出质量守恒方程和化学平衡方程,给出方程的叠代求解方法.所给出的计算方法具有收敛性好、计算速度快和计算精度高的优点,为液体火箭发动机CAD一体化提供一个有力的工具.     

加扰流环双组元LAE的流场数值仿真

采用交错网格系统SIMPLE算法和二维两相流场燃烧模型，对有不同形状(矩形、圆弧三角形及其混合结构)和位置扰流环的某双组元液体远地点发动机(LAE)流场进行了数值仿真计算。结果表明，扰流环对提高燃烧效率作用明显。环的位置应适中(不能过于靠近头部和喷管出口处)，其高度越大，燃烧效率越高。另外，矩形环的压力损失大于三角形环。     

"神舟"号载人飞船轨控发动机的研制

概述了“神舟”号载人飞船2500N轨控发动机研制的主要组件和相关试验的结果。介绍了研制试验情况，喷注器方案、燃烧稳定性、喷注器热相容性和推力室内冷却等关键技术，以及为满足载人航天高可靠性、高安全性要求而采取的可靠性措施。     

液体火箭发动机环境因子的Bayes估计

基于液体火箭发动机的寿命服从威布尔分布的条件,假定天地试验环境下威布尔分布的形状参数不变,运用Bayes方法对weibull分布天地实验条件下的环境因子进行分析,给出了环境因子在平方损失下的Bayes估计,并与极大似然估计法进行比较,通过仿真实例验证了该方法的有效性。     

液体火箭发动机涡轮泵转子密封系统动力稳定性研究（该文已撤销，具体请见2015年第12期第1458页的撤销声明）

针对低温液体火箭发动机涡轮泵转子密封系统开展了动力学稳定性研究。采用有限元法建立了涡轮泵转子密封系统的动力学模型,研究了安装偏心对转子密封系统稳定性的影响,给出了失稳转速随安装偏心的变化规律,研究了当量密封间隙对涡轮泵转子系统稳定性的影响,分析了当量密封间隙对失稳转速的影响,最后开展了冷吹试验和热试试验研究,为液体火箭发动机涡轮泵转子系统结构设计、诊断与维护提供理论依据。     

大推力液体火箭发动机研究

大推力火箭发动机是航天发展的基础,是国家高科技水平和综合国力的体现。分析了运载火箭主动力发展的现状和趋势,指出大推力液氧煤油发动机和液氧液氢发动机是发展方向和最佳组合。提出了我国重型运载火箭大推力液氧煤油发动机和液氧液氢发动机的总体方案和主要参数,研究了两种发动机的关键技术及其解决途径。这两种大推力发动机的研制,将为我国载人登月、深空探测等重大航天活动和空间利用提供动力支撑。     

飞行状态下固体火箭发动机比冲计算

以固体导弹飞行试验的外弹道测量数据和遥测数据为基础，将外弹道计算模型与固体发动机内弹道计算型相结合，建立了飞行状态下固体发动机比冲的计算模型，算例表明，该模型适用于固体发动机性能的快速工程分析。     

挤压式液体火箭发动机水击特性研究

以某四氧化二氮/偏二甲肼挤压式液体火箭发动机为研究对象,建立了包括液路动力学模型、充填动力学模型和气路动力学模型的发动机系统启动过程动态数学模型。仿真计算了发动机系统启动过程中不同节流孔位置和大小时的水击峰压。分析表明,在靠近阀门处设置节流孔可明显减小水击峰压,对氧化剂管路的作用较燃料管路更明显;较小的节流孔利于降低水击峰压,但尺寸须合适,否则会因推进剂流量下降而在节流孔处形成发射。     

某液体火箭发动机故障仿真分析

为分析某液体火箭三子级发动机推迟关机的原因，建立了发动机稳态故障的模型。用添加稳态故障的方法分析了燃气发生器和燃烧室氧化剂管路流阻系数，以及氧化剂温度对发动机参数的影响。仿真结果表明，氧化剂泵后温度升高是导致此三子级发动机故障最可能的原因。     

液氧煤油补燃发动机喷注器高频燃烧不稳定性的试验研究

针对液氧煤油高压补燃循环发动机高频燃烧不稳定性这一突出问题,建立了喷注单元的低压高频燃烧不稳定性模拟试验系统,使用气气推进剂。利用相似准则设计了缩比燃烧室,研究了全尺寸气液同轴式喷注器的结构尺寸和工作参数对燃烧稳定性的影响。结果表明,激发高频燃烧不稳定性时火焰变短,燃烧室压力出现大幅振荡并伴随啸叫;喷注器缩进室长度对燃烧稳定性裕量有很大影响并存在相对最佳值。试验结果可以指导发动机燃烧室的燃烧稳定性设计和评估,在发动机研制初期筛选燃烧稳定性相对最好的喷注器结构。