液氧/煤油火箭发动机喷管膜冷却数值仿真

为评价膜冷却方法对 NASA 的 Fast Track 发动机推力室喉部的冷却效果,特进行了此数值仿真。膜冷却考虑了通过喷注器面的喷口和设置在喷注器与喉部之间的一个附加喷口。LOX/RP—1发动机推力室燃气的仿真是用 CFD—ACE 软件来实现的。这个软件采用以压力为基础的隐式有限体积迎风格式来求解 Favre 平均 Navier—Stokes方程和组份方程。研究了一套简化的化学组分方程组来模拟 LOX/RP—1推力室的化学平衡。研究结果表明:有可能通过优化喷注器面和附加冷却剂喷口之间的膜冷却剂的分布,来维持喷管壁温低于2000K 的温度界限,满足喷管衬层的烧蚀率低于0.05mm/s 的要求。仿真确认了 RP—1(煤油)的冷却效果是由于高吸热的裂化过程所至。共轭梯度换热分析指出:附加的冷却剂喷口可能得采用纯铜以外的其它材料制造。最后,膜冷却方法仅使喷管比冲下降约2%。     

液氧/煤油发动机发展

文章指出,航天事业要实现和平开发和利用空间资源的目标,人类将频繁往返于天地之间,因此,要求液体火箭发动机应具有高可靠性和安全性、高经济性、高性能、无毒无污染和维护使用方便.几十年的使用历史证明,液氧/煤油发动机具有强大生命力.高压补燃液氧/煤油发动机的研制成功,更显示了它的优越性。在此基础上,将发展并研制出三组元双模式工作的发动机,成为完全重复使用或单级入轨火箭的动力基础。     

气氧/气甲烷针栓发动机燃烧过程数值仿真研究

为了研究气氧/气甲烷针栓发动机的燃烧特性,建立了气氧/气甲烷针栓发动机二维轴对称数值计算模型,湍流模型采用标准的k-ε双方程湍流模型,燃烧过程采用一步总包化学反应机理的涡耗散模型进行处理。数值仿真结果表明,针栓发动机在氧气和甲烷燃烧反应稳定时会产生较大的火焰锥角,温度场呈现带状分布,燃烧室内部流场存在两组回流区;随着喷孔位置远离针栓头部,燃烧效率增加,但火焰锥角不变;而环缝宽度增加,燃烧效率降低,火焰锥角增加;相反喷孔直径增加,燃烧效率增加,火焰锥角减小;在一定范围内燃烧效率随着火焰锥角增加而减小。     

液氧/煤油发动机试验系统

设计并建立了液氧／煤油发动机发生器-涡轮泵联动装置和整机试验系统。详细介绍了推进剂供应系统、煤油回流系统、试验工艺辅助系统、控制系统的组成及试验能力,重点论述了关键试验工艺技术,主要包括启动技术、增压技术、试车工艺、安全措施。     

液氧煤油发动机稳态故障仿真分析

根据液氧煤油补燃循环发动机的特点,建立了稳态工作过程故障仿真数学模型,并针对比较典型的几种故障模式,进行了仿真计算与效应分析,最后进行了故障参数特征的初步提取。结果表明,选定的10个缓变热力参数,可对泄漏、堵塞及涡轮泵等典型故障模式进行有效识别和分离。     

液氧/煤油发动机起动箱仿真与试验研究

起动箱是保证液氧/煤油发动机可靠起动的重要组件。针对起动箱结构特点,采用胶囊材料Mooney-Revlin本构关系,建立起动箱三维模型,分析起动箱动作特性。仿真结果再现了起动箱工作过程,获得胶囊翻转压力为58 kPa。抽真空试验和计算表明,胶囊压力为50~60kPa时起动箱胶囊可自动复位,仿真结果与试验结果基本吻合。     

液氧/煤油发动机试车低温测量方法

在液氧/煤油发动机试车中,温度是一种重要的测量参数,其数据测量的准确性、可靠性非常重要。本文阐述了液氧/煤油发动机试车中,影响温度测量的几个重要因素,包括传感器的选型、安装、测量方法、校验、数据处理等。     

液氧/煤油富氧补燃发动机

在分析我国和俄罗斯的液氧/煤油富氧补燃发动机研制过程的基础上,论述了该类发动机的研制特点和研制需解决的关键技术,介绍了它的最新应用和美国引进俄罗斯该类发动机技术的情况.     

液氧/煤油发动机试车主要参数测量方法研究

针对液氧/煤油发动机地面试车中测量参数类型多,各参数测量原理不同,采集装置各异、校准方法复杂,测量过程出现转速数据波动,低温温度测量精度低,低温压力零位漂移,负推力修正及低频脉动压力参数测量等诸多技术问题进行了深入研究,提出了解决途径、验证方法等。     

液氧/煤油发动机试车热敏电阻测温技术

在温度测量中,需要根据不同参数的测量要求,选择适合的温度传感器及相应的测量、校验、数据处理方法.本文介绍了在液氧/煤油发动机试车中,使用热敏电阻传感器进行液氧温度准确测量的技术.     

液氧/煤油发动机多余物自动检测技术

多余物的控制是航天型号产品研制生产过程中的关键,多余物检查及排除是保证火箭发动机可靠工作的重要环节。针对1 200 kN液氧煤油发动机总装后不能进行多余物检测的问题,采用机械转台将被检查产品进行滚动,使存在于发动机内腔的金属多余物与其内壁发生碰撞和滑动,在此过程中产生的声信号以弹性波的形式传播到产品外壁,通过声发射传感器监测该信号,并转化成相对应的电信号输出,给出多余物有无的判定信息和存在位置的参考信息。通过对发动机多余物自动检测中浮动环及电磁干扰噪声的屏蔽,以及发动机整机多余物自动检测中发动机滚动的转速、传感器的阈值以及触发信号同步接收时间等工艺参数的研究,得到了发动机多余物检测的最佳工艺参数,实现了1 200 kN液氧煤油发动机整机多余物自动检测。     

液氧/煤油发动机燃料节流阀试验技术

在长征系列发动机主泵试验系统现有的基础上经局部改造而建造了燃料节流阀试验系统。利用长征系列发动机主泵作为动力源,提高其转速,解决了燃料节流阀试验要求的高扬程、高背压等技术难题。设计改进了控制高压供气系统。在高入口压力下对节流阀的性能进行了成功试验。动态特性参数的测得为燃料节流阀工作特性的深入研究提供了有效依据。     

液氧/煤油发动机对大气环境的影响

美国国家航空航天局(NASA)按《国家环保政策法》的要求对液氧/煤油和液氧/煤油、液氢三组元发动机进行了环境方面的评估。本文总结了与此相关的数据、报告及计划。推力为725.76T 的液氧/煤油发动机在水冷却试车中可以211kg/s 的量产生一氧化碳。一氧化碳是《空气清洁法》所限制的标准污染物,除此之外还产生其他大量污染物。运用马歇尔航天飞行中心和斯坦尼航天中心周围地区具有代表性的气象状况进行的扩散模拟,表明该地区的空气可以达到空气质量标准。采用 LOX/RP-1发动机的运载火箭对平流层臭氧的影响要比航天飞机对其影响小三个数量级。     

液氧／煤油发动机煤油高低温试验工艺技术

为了进行液氧／煤油发动机煤油高低温试验,试车台必须具备煤油换热能力,掌握换热工艺。通过分析和比较,确定了煤油换热系统的组成、换热方法及煤油中游离水的去除方法。介绍了煤油换热的时间安排、煤油升温和降温的工艺过程、换热用煤油的流量调节及温度控制要求。提出了试车前煤油温度的保证方法、系统调试及模拟试验的实施效果评定方法。     

液氧煤油发动机单向阀自激振荡特性

针对液氧煤油发动机系统中液氧单向阀流路在某次试车中出现的振动问题,建立了单向阀流路工作过程的数学模型,提出了求解推进剂管路瞬变流控制方程的Fourier谱方法;基于新的面向对象Modelica语言,搭建起了液氧单向阀流路瞬态特性研究的模块化仿真模型,并进行了仿真计算.通过对阀前压力添加阶跃扰动的方法实现液氧单向阀阀芯打...     

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。     

液氧/煤油补燃发动机系统稳定性分析

为分析补燃循环液氧／煤油发动机工作的稳定性,建立了发动机的线性小偏差动力学模型,在小扰动的条件下研究了发动机工况变化、燃气导管容积对系统工作稳定性的影响。结果表明,在110％～50％工况范围内发动机系统都是稳定的,而随着工况的降低发动机稳定裕度在减小。当涡轮后燃气导管容积增大时发动机系统稳定裕度减小,而涡轮前燃气导管容积对发动机稳定性基本没有影响。     

液氧/煤油发动机试验控制系统软件架构与设计

论述了液氧/煤油发动机试验控制系统软件的架构和设计。该系统硬件采用基于PXI总线、模块化仪器的上下位机架构,软件上位机采用WINDOWS 2000操作系统、Lab-VIEW DSC和LabVIEW RT多线程优先级可视化编程环境,下位机采用Embedded LabVIEWRT模块,上下位机通过Ethernet和DataSocket实现连接和通讯。通过系统软件结构和程序模块设计,实现了发动机各种状态控制、试验过程信号实时检测及动态工艺流程显示等功能,系统具有高可靠性、高实时性、可视性、可操作性、可维护性和安全性等质量特性。     

液氧/煤油发动机试验废水的循环使用

为达到国标中有关污水排放的二级标准及节约利用水资源,设计和安装了液氧/煤油发动机试验台试验污水处理和循环使用系统。发动机试验采用水冷式导流槽,每次试验的用水量很大,并且试验产生的废水会含有一定量的煤油,该处理系统采用过滤-吸附-消毒等工艺对试验产生的污水进行处理,并将处理后的污水进行循环使用。系统投入使用后污水处理效果理想,且运行稳定、便于维护。     

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。