火箭发动机涡轮叶片疲劳寿命可靠性分析

由于生产加工和使用过程中材料属性、结构尺寸以及工作载荷等的随机性,疲劳寿命通常存在较大的分散性。考虑结构几何参数、材料属性、工作载荷等变量的随机性,采用Monte Carlo模拟法与响应面法相结合,对液体火箭发动机涡轮叶片进行概率疲劳寿命分析,确定了涡轮叶片疲劳寿命可靠度模型,并分析了疲劳寿命对各随机变量的敏感度,以及变量分散度对疲劳寿命的影响。结果表明:疲劳寿命呈偏态分布;涡轮入口温度对叶片疲劳寿命影响最大,材料的低周疲劳性能参数对寿命影响较大,转速及热膨胀系数对寿命有一定影响,而其他参数对寿命的影响小;控制变量分散度是提高叶片安全寿命的有效途径,对单变量而言,控制涡轮入口温度分散度效果最显著。     

液体火箭发动机涡轮泵用轴承寿命试验研究

基于液体火箭发动机涡轮泵轴承工作要求的特殊性,介绍了一种考核液体火箭发动机涡轮泵用轴承寿命的试验方法,设计了轴承试验方案,并研制了专门的试验系统.以某型号发动机氧泵用轴承为研究对象,对其进行了常温水介质和低温液氮介质运转试验.试验系统运转良好,并且通过该方法试验后的同批次轴承参加发动机热试车工作正常.     

基于流固耦合的部分进气涡轮数值模拟研究

发展了三维线性插值算法用于CSD/CFD耦合计算数据交换,对某型液体火箭发动机部分进气涡轮进行了气/热/固多学科耦合数值仿真。结果表明,发展的三维线性插值程序对网格类型限制性小,计算简单,计算量小,插值结果能够满足耦合计算要求。仿真结果表明,某型火箭发动机涡轮由于其部分进气结构设计和叶轮高速旋转,设计工况下在涡轮转子入口处产生了较强的激波,激波与边界层干涉不仅使涡轮转子叶片的载荷分布出现了强烈的不均匀性,同时在叶轮的高速旋转下,该涡轮转子受到强烈的气动、热交变力冲击,其结构强度问题变得尤为突出。耦合计算分析认为设计工况下,该型涡轮结构设计,转子强度能够满足要求。     

火箭发动机涡轮泵故障检测及预测算法研究

涡轮泵作为液体火箭发动机的核心部件,恶劣的工作环境和极高的转速使其易发生组件断裂、烧蚀等问题。为了对液体火箭发动机的涡轮泵进行健康管理,提出针对某型液体火箭发动机涡轮泵的数据驱动故障检测、故障预测及健康状态评估方法。在某型液体火箭发动机试车数据集上,通过对涡轮泵轴、径、切向振动数据进行对应的时域、频域特征处理后,送入训练好的ResNet网络、自主设计的图像特征识别算法以及退化模式线性回归模型,分别实现了对该型液体火箭发动机涡轮泵的故障检测、预测及健康状态评估,具有较高的准确性。     

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...     

火药起动系统对发动机起动性能的影响分析

针对采用火药起动器起动的泵压开式循环液体火箭发动机,对其起动系统进行了分析和研究。建立了液体火箭发动机火药起动器计算模型和起动系统燃气管路流场计算模型。将所建立的起动系统模型应用于发动机系统仿真,对发动机火药起动过程进行仿真,分析了起动系统中火药起动器参数和燃气管路参数对发动机起动性能的影响,确定了主要影响参数和影响规律。火药起动器火药药柱内径、火药药柱长度以及燃气管路火药起动器喷管喉部直径为强影响因素;燃气管路涡轮喷嘴喉部直径和管路出口直径在确保发动机火药起动主要工况段燃气管路流场流态为额定工况流态的前提下,为弱影响因素。试验数据验证表明,发动机起动系统的仿真结果正确、可信。     

大流量、高压航天反力式涡轮最佳通道气动设计

基于闭式补燃循环液体火箭发动机流量大的特点，欲设计效率水平高的航天反力式涡轮。因涡轮进出口压力均很高，而膨胀比小、载荷系数大，为保证较高的涡轮效率水平，对涡轮气动设计方法进行了优化。在涡轮进口总温、总压、转速和功率一定条件下，以AMDC／KQ涡轮叶栅损失模型为基础，依据涡轮中径的一维气动计算，对涡轮子午通道、叶栅通道及叶栅造型几组参数组合分别进行了气动设计的优化，研究了涡轮中径、叶高、叶栅稠度、导动叶喉宽匹配及动叶进口构造角对涡轮效率的影响，实现了涡轮效率水平最高。     

对航天飞机主发动机高压燃料涡轮试件进出口径向和周向流动的测试研究

在液体火箭发动机涡轮的热试过程中,由于工作条件极端恶劣,要进行细致的流场测量是不可能的。但是,这些测量参数对于了解涡轮中复杂的流动又非常重要。马歇尔太空飞行中心(MSFC)采用全尺寸的发动机涡轮在等效的空气条件下进行了流场参数测量,用三孔眼睛蛇型探头、热膜探头和激光多普勒速度仪测量了航天飞机主发动机高压燃料涡轮进出口气流的速度分布、湍流强度以及附面层厚度,并用这些参数来完善计算流体力学的分析模型,进一步提高涡轮设计水平。本文还根据设计工况的一例试验结果对所使用的设备和测量方法进行了评述。     

用于发动机涡轮盘叶片加工的夹具设计

介绍了用于加工发动机涡轮盘叶片夹具的设计准则,并给出了采用矢量三角函数和VC软件计算夹具极限偏差的公式及其判别依据,采用该准则设计的夹具用于涡轮盘叶片加工,产品满足设计要求,并通过了发动机热试车考核。     

GH4586合金涡轮盘预制坯优化与组织均匀性控制

GH4586合金涡轮盘是新一代液体火箭发动机的核心部件之一,服役环境极其恶劣,提高涡轮盘模锻件微观组织均匀性有益于提高产品力学性能的稳定性和可靠性.通过热压缩试验,研究了变形温度、应变对GH4586合金微观组织和再结晶行为的影响,得到了GH4586合金热成形工艺参数范围;结合有限元仿真和模锻成形试验,分析了不同预制坯形...     

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。     

火药起动系统双喉道管路特性分析

起动系统工作特性是液体火箭发动机研究的重点之一。对于采用火药起动器起动的液体火箭发动机,火药起动器后双喉道管路对起动系统的功效以及发动机的起动性能影响巨大。针对火药起动器以及起动器后双喉道燃气管路建立了计算模型,并通过试验数据对模型进行了验证。利用模型计算分析了火药起动器喷管喉部直径、起动器喷管扩张比、起动器及涡轮喷嘴喉径比等参数对火药起动器和燃气管路工作特性的影响。根据管路的工作特性,提出了一种双喉道燃气管路的设计方法。     

涡轮性能实验研究

对液体火箭发动机主涡轮的性能试验进行了介绍。主要包括涡轮性能吹风试验系统的配置、模拟试验参数的选择、性能换算方法的确定和试验数据的处理方法。同时对热试车后涡轮性能的计算也作了介绍,并将热试结果与模拟试验结果进行了对比,肯定了模拟试验的正确性。最后就实际应用中的一些问题进行了分析。     

基于ARMA时序分析的液体火箭发动机模态参数辨识方法

在液体火箭发动机模态参数辨识领域,频域法仍是模态分析的主流方法.但是该方法存在若干不足,如功率泄露、频率混叠、离线分析等,而且需增加复杂的激振设备.本文将基于时域识别的ARMA时序分析法应用到该领域,计算获得了较为精确的模态参数,并且还进行了液体火箭发动机结构非线性影响检测.该方法提高了计算效率,拓展了液体火箭发动机的参数辨识范围,为发动机在工作环境下的结构参数辨识奠定了基础.     

吸气式组合动力高超声速飞行器上升段制导方法研究

针对涡轮/冲压/火箭三组合动力水平起降高超声速飞行器爬升段飞行轨迹设计和制导律设计问题,首先考虑宽速域组合动力发动机多模态特性和高低速气动特性差异,分别开展了涡轮段、引射段、纯冲压段及冲压火箭段的飞行策略研究,提出了不同阶段的飞行攻角剖面构型和火箭流量剖面构型,将无穷维轨迹优化问题转化为有限维参数规划问题,进而完成了组合动力上升段飞行轨迹的优化设计;在此基础上,结合轨迹线性化控制方法,开展了组合动力上升段轨迹跟踪制导律设计研究,给出了保证闭环稳定性和控制品质的制导律参数设计准则,最后通过开展仿真分析说明了提出轨迹设计及制导方法的有效性。     

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。     

轴承位置对涡轮泵转子系统稳定性的影响研究

针对低温液体火箭发动机涡轮泵转子非线性系统开展了轴承位置对稳定性的影响研究。建立了涡轮泵转子非线性系统的动力学模型,分别研究了理想安装时和非理想安装条件下泵端和涡轮端轴承位置变化对转子系统稳定性的影响,给出了失稳转速随轴向位置的变化规律,为液体火箭发动机涡轮泵转子系统结构设计、故障诊断与安装维护提供理论依据。     

俄罗斯氧化剂液膜冷却液体火箭发动机在喷气公司进行了热试车

美国喷气公司成功地进行了推力为400N 的 LTRE400N 液体火箭发动机的热试车工作。该液体火箭发动机的价格仅为西方国家生产的同等推力液体火箭发动机价格的10%。LTRE400N 液体火箭发动机是俄罗斯研制的,且其燃烧室采用氧化剂(N_2O_4)进行液膜冷却。这种方法在西方国家的液体火箭发动机上未使用过,他们只是用燃料来冷却燃     

液体火箭发动机涡轮泵转子弯扭耦合振动研究

为获得转子振动特性,针对液体火箭发动机涡轮泵转子系统建立了其在密封流体激振作用下的弯扭耦合动力学模型。通过数值仿真和试验研究了涡轮泵转子系统弯扭耦合振动的动力学特性,结果显示在密封流体激励作用下弯扭耦合振动的非线性特性显著。还研究了偏心距对涡轮泵转子系统弯扭耦合振动的影响。本研究可为液体火箭发动机涡轮泵转子的结构设计、诊断与维护提供可靠信息。     

液氢液氧火箭发动机非线性静态特性仿真与分析

在考虑泵后推进剂温度和密度变化的情况下,建立低温液体火箭发动机非线性稳态工作的数学模型,以设计点参数为初始值采用离散牛顿法对大范围参数扰动下氢氧发动机的静态特性进行仿真,并对包括真空推力和真空比冲在内的重要参数的变化情况做相应的分析;在引入故障影响因素的情况下,针对液体火箭发动机中常见的典型故障模式进行稳态故障效应仿真和分析,为该发动机的故障检测与诊断工作奠定了基础。