大直径液氧煤油发动机燃烧室结构和隔板型式对声学特性的影响

随着火箭发射任务轨道高度和载荷质量的提高,发动机推力和燃烧室直径增大,使燃烧室固有声学振型越发复杂.燃烧室收敛段、抗脉动隔板及其结构型式会显著影响燃烧室的声学特性,进而改变发动机的燃烧不稳定性裕度.为了研究燃烧室结构和隔板型式对声学特性的影响,建立了燃烧室声学有限元模型,并通过单喷嘴声学实验验证了仿真模型的准确性.研究...     

液氧/煤油补燃发动机低频频率特性研究

基于模块化层次化的建模技术,建立液氧/煤油补燃发动机的线性小扰动频率特性仿真模型.在建模过程中,重点考虑了绝热流动假设和熵波影响下的气路模型.依据交流流体网络理论,运用传递函数法分析了该型发动机的低频频率特性,为研究液体火箭的纵向耦合振动(POGO)及发动机动力学提供帮助.      

我国新一代载人火箭液氧煤油发动机

分析了国内外载人火箭主动力的发展情况与发展趋势,介绍了我国1200 kN和180 kN两型液氧煤油发动机的研制历程、系统组成、工作原理、性能参数、关键技术和应用情况。两型发动机突破了补燃循环、自身起动、大范围工况调节、高效稳定燃烧、高压推力室冷却、反力式涡轮、大范围轴向力平衡、低温高DN值轴承、组合式涡轮泵密封、大直径低温阀、高精度调节器、推力矢量控制等关键技术。目前,两型发动机研制工作已基本完成,将成为我国新一代载人火箭的动力组合,实现我国航天主动力的更新换代。     

液氧煤油补燃循环发动机汽蚀故障建模与仿真分析

为了搭建更加精确的离心泵汽蚀工况的性能预测模型,将汽蚀工况下的泵内流动分为入口段和出口段分别计算流量,以两段流量之差确定泵内空泡体积,进而确定汽蚀的扬程相对降低系数。通过5种型号泵的仿真结果与水试结果对比验证了该建模方法的通用性和准确性,最大计算偏差出现在第二临界点附近,约为1%;针对热试中汽蚀故障进行仿真复现,和热试结果对比验证了该故障建模方法的有效性。在此基础上开展了补燃循环液氧煤油发动机氧化剂泵汽蚀故障的注入与仿真,结果表明：预压泵入口压力降低能够导致氧化剂泵汽蚀;汽蚀工况下,氧化剂主泵扬程降低、流量减少并且转速升高;进而导致燃气发生器混合比趋向当量比、温度升高,与理论分析和试车以及发射中故障结果相吻合。最低允许预压泵入口压力为53%额定入口压力,继续降低压力会导致燃气发生器温度超过临界温度,存在产生毁灭性后果的危险。     

大推力液氧煤油发动机推力深度调节仿真分析

针对大推力补燃循环液氧煤油发动机35%～100%推力深度调节的需求,建立了发动机系统仿真模型,开展了燃气发生器燃料路和氧化剂主路联合调节方案与调节特性研究。通过试车数据验证了模型的准确性;选择了三工位液氧主阀的节流工况和流阻参数,根据各工况稳态参数拟合了调节函数,通过仿真分析了调节过程动态特性。研究结果表明：当燃气发生器温度低于额定值56%时,将液氧主阀流阻系数提高至额定值的15倍,可以保证调节过程中燃气发生器温度高于稳定燃烧下限温度;拟合的调节函数能够实现偏差不超过3%的推力调节与混合比保持;应尽量降低液氧主阀节流速率,并使其与推力调节速率匹配,以降低节流过程的冲击振荡。     

液氧煤油高压补燃循环发动机深度变推力系统方案研究

鉴于重复使用运载器对动力系统的技术需求,以我国新一代运载火箭主动力液氧煤油高压补燃循环发动机为研究对象,建立了多参数、非线性以及强耦合的发动机系统仿真平台。在分析国内外变推力液体火箭发动机技术特点的基础上,根据液氧煤油发动机单路推力调节的仿真结果,首次提出了发生器燃料路流量调节器调节、主涡轮前燃气分流以及氧化剂主路节流等相结合,并辅助以气体乳化提高喷注器压降的组合深度推力调节方案。仿真结果表明:发动机推力调节能力可达10:1,且能实现多次点火起动,具有性能高、调节范围大的优点。     

液氧/煤油发动机涡轮泵密封材料的研制

通过预制体、复合工艺路线及参数的选择,进行了高压补燃液氧/煤油发动机涡轮泵用高性能C/C密封材料的研制,分析了预制体、复合工艺对材料性能的影响.结果表明,以针刺无纬布为预制体,进行CVD碳、树脂碳和沥青碳致密,最高热处理温度为2 500℃,最终进行封孔处理所制备的C/C复合材料综合性能良好,其密度为1.92g/cm^3,开孔率0.06%,轴向压缩强度232 MPa,轴向弯曲强度158 MPa,肖氏硬度为77.该密封材料构件成功通过液氧/煤油发动机热试车考核,显示出了在该领域的应用前景.     

双燃烧室中煤油超燃试验研究

对双燃烧室中煤油超燃进行了试验研究。试验采用亚燃烧室产生的高温富油燃气在超燃烧室的超声速主气流中补燃的方案实现了煤油超燃过程,研究了在不同超声速主气流总温状态下高温室油燃气的当量比对超声速燃烧效率的影响,分析了超燃燃烧室中的总压恢复特性。     

复燃对液氧煤油发动机尾焰冲击特性影响研究

为了研究复燃对液氧煤油发动机尾焰冲击特性的影响,建立了液氧煤油发动机尾焰冲击数值计算模型,并基于模型研究了喷管出口距离平板3m,5m两种工况下复燃对尾焰冲击特性的影响。结果表明:模型考虑了发动机内部燃烧对尾焰冲击特性的影响,计算得到了主射流区的激波结构;复燃增大了尾焰自由射流区和壁面射流区的高温区域,改变了自由射流区和滞止区的形状结构;平板壁面压力随着径向距离增大而逐渐减小,并且3m工况时在1.8m和2.5m处分别出现2.5倍环境压力和1.5倍环境压力的波动,5m工况时在2m处出现1.5~2倍环境压力的波动,在波动之后平板壁面上压力很快降为环境压力,复燃对5m工况的波动较3m工况影响大。     

液氧煤油发动机知识分类模型及自动分类标记平台设计

采用自然语言处理技术提取文档特征,运用规则知识库与神经网络模型,在对液氧煤油发动机技术原有文件资料人工知识分类标记的基础上,实现新增技术成果所属的专业分类、知识分类、专业技术分类、关键技术分类等维度的自动分类标记,形成智能化、常态化知识资源自动积累机制,能够保障液氧煤油发动机文件资料的分类积累,为设计创新提供借鉴和参考。     

液氧煤油火箭发动机起动故障检测

针对液氧煤油发动机试车起动阶段故障检测需要,确定了采用时序模型和非线性回归模型的两种检测方法,提出了检测参数选取的一般性原则并结合液氧煤油发动机特点确定了检测参数,设计了故障检测所需的完整的软、硬件系统。经系统调试和试车同步验证,证明该检测系统能有效检测发动机起动阶段故障,对提高试车可靠性和安全性有重要意义。      

补燃循环发动机关机过程仿真研究

以补燃循环液氧煤油发动机系统为研究对象,对其关机特性进行了研究。在分析发动机系统工作原理的基础上,应用模块化建模的思想,建立了该系统中各主要部件的数学模型;采用新的面向对象仿真语言Modelica和MWorks平台,开发了可扩展的发动机仿真模型库;在此基础上,利用模型库搭建了液氧煤油补燃循环发动机关机过程仿真模型,并对发动机关机过程进行了仿真计算,计算结果表明与试车数据基本相符,其中稳态相对误差小于5%,动态相对误差小于15%,初步验证了所建仿真模型的正确性;进一步分析了吹除气体压力、阀后腔道容积、关机工况等因素对发动机关机过程的影响。     

液氧甲烷发动机点火冲击特性研究

为研究液氧甲烷发动机燃烧室点火冲击特性及影响因素,根据爆轰波产生的机理,建立了甲烷推进剂液相蒸发数学模型,采用C-J(Chapman-Jouguet)爆轰理论,计算和分析了不同混合比、初温及初压对爆轰参数的影响规律.结果表明,爆轰波的强度与初压、初温及混合比密切相关.初压越高,初温越低,越接近化学当量混合比时,爆轰压比...     

液氧煤油补燃发动机起动过程氧预压泵加速起旋方案研究

为降低液氧煤油补燃发动机起动所需入口压力,需解决起动过程氧预压泵起旋迟缓产生附加阻力导致主泵入口压力过低而发生断裂汽蚀的问题。开展了两种预压泵加速起旋方案研究,分别为已工程应用的液氧涡轮方案和本文提出的氦起动涡轮方案。对比介绍了两种方案对发动机气液系统和预压泵结构的影响。建立了预压泵加速起旋相关的数学模型,针对加速起旋机理、效果和影响因素等进行了仿真分析。结果表明:液氧涡轮方案,预压泵结构变化较小,为提升加速起旋效果,涡轮供应路应尽量增大通径、缩短长度,降低动态流阻和静态流阻,涡轮喷嘴流通面积则需根据其对涡轮流量和压降的综合影响来选择。氦起动涡轮方案,预压泵结构和流路变化较大,起动涡轮速比和效率是降低氦气用量的限制性因素。     

50吨级氢氧火箭发动机的设计与研制

系统性地回顾了长征五号运载火箭芯一级50t级氢氧火箭发动机YF-77的设计与研制历程。通过分析氢氧发动机的特点以及国内外氢氧发动机的发展现状,阐述了国内新一代运载火箭研发的技术路线和50t级氢氧火箭发动机的研制背景;对50t级氢氧火箭发动机的总体技术方案及其特点进行了分析与总结,并在此基础上对发动机主要组件的技术方案及其特点开展分析;对发动机热试车情况、可靠性验证情况和故障排除情况进行了分析;对50t级氢氧火箭发动机的研制情况、技术特点进行了总结,并对国内氢氧发动机和液氧/甲烷发动机的发展进行了展望。     

煤油/空气气动阀式脉冲爆震发动机试验

为了研究煤油/空气气动阀式脉冲爆震发动机(简称PDE)的爆震波特性,建立了一整套试验系统,在进气加温和燃油加温的条件下,以液态煤油为燃料、以空气为氧化剂,在内径100 mm、长为2000 mm的爆震管内进行了大量的多循环爆震试验。研究了液态煤油和低污染空气(接近纯空气)形成的可爆混气的爆震波特性,研究了气动阀和空气加热器的设计方法等。研究结果为进一步研究液态燃料和高污染空气形成可爆混气的爆震燃烧机理提供了依据,为研制工程应用的PDE提供理论和实践基础。