液氧/煤油发动机涡轮吹风用燃气发生器研制

简要介绍了用于液氧/煤油发动机涡轮吹风试验系统的燃气发生器的研制,通过对该燃气发生器的工作原理、参数等的分析、计算,确定了该燃气发生器的结构,进行了喷嘴流量、雾化试验和发生器的热调试,满足了试验系统的最大流量要求,为液氧/煤油发动机涡轮泵的研制提供了保障,表明该燃气发生器的研制是成功的.     

火箭发动机的正反转涡轮设计

一项减少重复成本的主要方法就是限制零件数量和简化机械结构.涡轮泵在火箭发动机总成本中占有很大一部分,大约是30%,因此,理应对涡轮泵进行设计简化.对于可贮存的液氧/烃或者液氧/甲烷火箭发动机,把涡轮泵设计成一轴化是有价值的.然而,对于液氧/液氢发动机,由于两推进剂密度之间存在着巨大的差异,因此,最佳方案就是燃料泵和氧化剂泵分别采用不同的转速驱动.在这种方案中,可以仅用一个涡轮来带动液氧和液氢泵,不过两泵之间要通过齿轮来传递转速,例如HM7或RL10发动机就是这样的结构.但是,齿轮在低温环境中的工作是不可靠的,此外,成本和重量也是问题,带有齿轮的涡轮泵适用于低推力发动机,为低功率涡轮泵.目前,低温火箭发动机推力室通常采用两个独立的涡轮泵来供应推进剂,一个涡轮泵是供应液氢,另一个供应液氧(某些俄罗斯的发动机除外).可以采用正反转涡轮,使得氧化剂泵和燃料泵处于单一壳体内.该正反转涡轮设计的约束条件如下:每个转子必须按所需转速驱动相应的泵;每个转子必须传递驱动泵的功率;必须对轴向载荷进行监测,以免轴向推力轴承过载.设计的自由度包括转子半径和涡轮的压力叶栅.本文给出正反转涡轮一个简单的一维理论,考虑了每个转子半径的不同,并对一组同一规格的两个轴流涡轮与正反转涡轮进行了比较.     

国家运载系统先进涡轮泵驱动涡轮的设计

描述了先进的燃料和氧化剂泵驱动涡轮的空气动力学设计。正在研究将这些新结构所体现的技术应用于目前正处于初级设计阶段的美国政府属下的国家运载系统的主推进系统。该系统的主发动机将使用一个气体发生器循环,产生高于272,400kg 的推力,并具备节流能力。泵驱动涡轮的设计要求由先进的气体发生器发动机循环所限定,要求有很高的比功以减小气体发生器系统的流量并增大比冲。高功要求与低温泵所需的相对低转速结合起来,导致涡轮级的高负荷。介绍了详细的设计过程,以及燃料和氧化剂涡轮的最终基本结构。还描绘出叶片静压力分布以及流量特性。所描述的涡轮设计方案是各工作成员成功合作的结果,其中来自不同组织的许多设计人员以互助合作精神工作在一起。两种涡轮结构都采用“非常规”的高旋转叶片(约160。),预计与传统的结构相比在成本和性能方面都具备很大优势。     

高速涡轮泵的箔片轴承技术

低温箔片轴承技术已经在液氧和液氢涡轮泵中得到了使用。低温箔片轴承提高了涡轮泵的可靠性并降低了费用。液氢和液氧涡轮泵箔片轴承的主要技术已经由 NASA 路易斯研究中心、马歇尔飞行中心和麦道公司进行了试验验证。箔片轴承在液压和液氢中以高的负荷量和宽的转子动态范围内进行了100多次起动/停车试验,总试验时间有好几个小时,箔片轴承液氢涡轮泵和箔片轴承液氧涡轮泵都已进行了验证试验。他们的试验结果表明:箔片轴承稳定性好,可靠性高,可调节范围宽,需要的冷却流量小,箔片轴承涡轮泵可靠性高,而且费用低。     

LE-7A发动机可靠性研究

LE-7A是日本H-2A的一级发动机,它是百吨级以上的大推力液氢液氧发动机。日本宇宙事业团(NASDA)为提高LE-7A发动机的可靠性,对液氧泵、喷管、阀门、预燃室等进行了改进。     

H-2火箭研制进展简况

因第一级发动机LE-7研制困难,日本宇宙开发事业团的H-2火箭研制进度已被推迟,发射试验时间也向后推迟了一年。 LE-7的研制 日本宇宙开发事业团曾自行研制了H-1火箭第二级发动机LE-5,从中取得了研制液氢液氧发动机的技术和经验。LE-5采用燃气发生器(一级循环)方式,而LE-7发动机则采用了与美国航天飞机主发动机     

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。     

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。     

上面级发动机小功率冲击式涡轮性能试验研究

设计了一种适用于小功率冲击式涡轮性能试验方案,该方案由燃气路和水路组成,通过酒精发生器获取高温高压空气驱动涡轮转动,泵为水介质增压作为负载进行涡轮性能试验,保证了试验涡轮状态与真实产品状态的一致性.以涡轮相似换算准则为基础在试验系统能力允许的范围内设计试验工况.本涡轮性能试验方案利用泵水力性能核算涡轮输出功,根据实测的涡轮压力、温度等参数,最终获得涡轮效率随涡轮速比变化的性能曲线.通过设计考台试验件及考验方法,确保试验系统参数测量的稳定可靠.经某上面级发动机涡轮泵作为试验对象验证,采用该试验方案可以获取涡轮效率.同时3件试验涡轮转子的性能试验结果对比表明该上面级发动机涡轮转子性能一致.     

高压液氧涡轮泵孔型/蜂窝阻尼密封的设计

针对某型火箭发动机高压液氧涡轮泵离心轮的前、后凸肩动密封,采用孔型/蜂窝阻尼密封代替原始迷宫密封方案,并对密封结构参数进行优化设计,旨在减小泵内动静间隙泄漏,提高泵容积效率.采用经水工质孔型密封泄漏量实验数据验证的,基于k-ε 湍流模型和三维定常Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)...     

发动机涡轮泵流体动静压轴承应用分析

针对液体火箭发动机涡轮泵特殊工作环境,讨论了流体动静压轴承可采用的结构形式和需要解决的关键技术。提出了径向轴承宜采用腔式结构,止推轴承宜采用螺旋槽或瓦块结构;并针对液氧涡轮泵动静压轴承提出了研究需要解决的关键技术。     

某发动机涡轮泵转子高温超速/疲劳试验研究

涡轮转子是输送液氢/液氧推进剂的关键组件,其运行状态的好坏将直接影响发动机的性能和可靠性。超速/疲劳试验是转子质量控制、极限强度考核的一种试验方法。针对某发动机涡轮转子开展了高温超速/疲劳试验研究,首先研究了试验用转接器的设计方法,然后基于有限元方法建立了某液体火箭发动机涡轮泵转子高温超速试验的有限元模型,研究了温度对涡轮泵转子振型及临界转速等动特性的影响,分析了转子启动升速过程中常温和高温的振动幅值与支撑应力变化规律。在理论研究基础上开展了转子高温超速/疲劳试验研究,分析了高温状态下涡轮泵转子系统启动升速过程振动幅值的变化规律,研究了温度对涡轮泵转子超速动特性的影响规律。     

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。     

预压涡轮泵水力性能试验系统

为了进行液氧/煤油发动机预压涡轮泵的水力性能试验,在充分论证的基础上,完成了液氧/煤油预压泵水力试验系统的设计建造.试验系统建成后进行了预压泵的性能试验、汽蚀试验及预压泵与预压涡轮的匹配性试验,达到了预期的试验目的,为预压涡轮泵的设计、改进提供了有效的依据.     

液体火箭发动机高压混合燃气涡轮绝热功计算方法

在高压补燃循环液体火箭发动机的设计中,涡轮绝热功是影响发动机推力的重要设计参数,其计算的准确性直接影响涡轮设计的有效性。高压下,真实气体效应突出,对绝热功的计算有较大影响,必须考虑其作用。对比分析了Soave-Redlich-Kwong(SRK)、Peng-Robinson(PR)和Redlich-Kwong-Peng-Robinson(RK-PR) 3种立方型状态方程描述氧气、甲烷和氢气的热力学性质的准确性。结果表明SRK方程的准确性较高,与NIST数据最大误差不超过2%。高压涡轮燃气为多元混合物,其绝热功的计算应考虑混合规则。假设涡轮等熵膨胀,分别推导了理想气体假设和考虑混合规则下的SRK方程的涡轮绝热功的计算公式,发现理想气体绝热功的计算与真实气体偏差近10%。提出了一种可以在工程上计算各型号发动机高压涡轮绝热功的算法,即利用进出口平均压缩因子计算高压涡轮近似绝热功,该方法与理论方法的最大误差不超过3%。     

气驱预压涡轮泵对发动机液氧路频率特性影响

液氧/煤油补燃循环发动机液氧路频率特性对于火箭POGO振动和发动机动力学特性具有重要的意义.以某型液氧/煤油补燃循环发动机氧路流体系统为研究对象,重点考虑气涡轮和泵动态特性的影响建立了系统线性化小偏差频域模型.应用复系数状态空间矩阵法计算了气涡轮压比、氧预压泵动态增益、燃气掺混段特性对系统频率特性的影响.研究结果表明:...     

日本将对H-2火箭第一级作设计改动

今年6月,日本的LE-7发动机试验多次失败,并毁坏了LE-7的一台试验样机。 对这次事故的初步调查发现,其原因是连接液氢涡轮泵与主喷嘴的一个弯管上的焊缝处温度过高,致使铬镍铁合金弯管与涡轮泵连接处出现裂纹,裂纹延伸到喷嘴使氢气泄漏。日本将对     

涡轮泵滚动轴承-转子系统高速运行试验研究

针对涡轮泵转子的具体结构特点,解决了高速运行试验过程中的支承、驱动、轴承润滑冷却、振动测量、转子高速动平衡及轴向力加载控制等问题。结合旋转机械故障诊断技术,提出了高速动平衡效率、转子支承状态及轴向力加载状态的优化方法,并在试验过程中对该优化方法进行了验证,实现了涡轮泵转子的高速稳定运行。结果表明:涡轮泵转子高速运行试验应采用刚性连接的柔性联轴器;涡轮泵转子高速轴承需采用高压直喷式供油;通过平衡效率优化可将非线性振动影响下的转子一次平衡效率由30%提高至73.7%;为避免高速运行时产生基础松动,试验中滚动轴承外环应采用紧配合安装;轴向力应沿轴承周向均匀加载,其大小应根据轴承-转子系统具体结构及运行状态综合分析确定。     

液氧／煤油发动机煤油预压涡轮泵技术

液氧／煤油发动机采用独立的预压涡轮泵装置可减小推进剂组元贮箱的增压和提高主泵的转速,从而提高主泵的效率并降低其结构质量。以煤油预压涡轮泵为例,阐述了预压泵结构特点、轴承冷却系统及轴向力平衡装置。为提高预压泵的抗汽蚀性能和扬程．提出了变螺距变轮毂诱导轮方案,分析了流量系数、螺距及轮毂形状,并对诱导轮内流场进行了数值模拟,获得了其内部流场结构。水力试验结果表明,煤油预压泵性能稳定．在预压泵额定流量下,可使煤油主泵的入口压力提高约0．4MPa,与设计值相符。     

高压下真实气体效应对涡轮性能影响的仿真

大推力补燃循环液体火箭发动机主涡轮燃气在高压下由于受到真实气体效应的影响,其气体性能偏离理想气体,常规分析方法得到的涡轮性能与实际情况存在一定偏差。采用三维流动仿真方法,结合SST湍流模型,采用定物性理想气体、ARK气体状态方程和基于NIST Refprop 真实物性数据库的涡轮性能进行了仿真研究,分析了甲烷和富氧燃气...