液氧/甲烷燃气发生器试验研究

为了研究液氧/甲烷的点火和燃烧特性,进行了液氧/甲烷燃气发生器热试验研究。介绍了液氧/甲烷燃气发生器热试验的试验装置、试验方案和试验情况,分析了试验结果。试验结果表明燃气发生器设计方案和点火方案可行,点火品质较好,能够在较宽的工作条件下稳定工作,燃烧组织合理,燃烧品质良好,温度均匀性较好,积碳轻微。     

液氧／丙烷燃气发生器试验研究

介绍液氧/丙烷为工质的燃气发生器试验研究的方案和结果.着重讨论该燃气发生器在压低混合比条件下点火、起动、积炭及性能等问题.试验证明,液氧/丙烷燃气发生器在较宽的混合比范围内能稳定地工作,积炭轻微.通过试验掌握了液氧/丙烷推进剂点火、起动技术,并获得了性能数据.为新型发动机的论证提供了依据.     

蓝箭航天液氧甲烷发动机研制进展

探讨了国内外商业航天运载火箭及其发动机的发展情况,研究比较了液氧甲烷、液氧煤油和液氧液氢等推进剂组合,提出液氧甲烷是商业航天、未来可重复使用液体火箭发动机的发展方向和最佳选择。分析了液体火箭发动机推力选择的原则,确定了蓝箭航天液氧甲烷发动机的推力为80 t和8 t。比较了燃气发生器循环、补燃循环及膨胀循环等动力循环方式,选择了燃气发生器循环的技术方案。介绍了蓝箭航天两型液氧甲烷发动机的总体方案、性能指标、技术创新点、用途和研制情况。     

液氧-甲烷(丙烷)火箭燃料的结焦和积碳特性

报道美国近几年来对液氧-甲烷(丙烷)火箭燃料结焦和积碳特性研究的初步成果.较详细地介绍了电热管结焦试验和燃气发生器积碳试验所用的模拟装置、实验方法以及取得的研究结果.指出了解决甲烷和丙烷燃料高温结焦的方法以及消除液氧-甲烷(丙烷)富燃推进剂燃烧产物积碳的技术途径.提出了今后需要着重研究的课题.     

液氧煤油发动机低温组元两相充填过程研究

制定液氧煤油发动机的起动点火程序时,必须考虑液氧充填燃气发生器氧头腔的特性。为此,建立了一种用于模拟低温推进剂充填和换热过程的动态模型。模型考虑了液相与结构壁面、气相与结构壁面以及气—液两相之间的非稳定换热过程以及气—液两相流动过程。同时,通过分相假设描述了气相对充填过程的影响。仿真结果的准确性已经得到综合热调试验数据的验证。     

液氧／甲烷发动机动力循环方式研究

综述了液氧／甲烷发动机的研究进展,分析了液氧／甲烷发动机的特性和应用前景,对比了大推力液氧／甲烷发动机的动力循环方式,提出发动机动力循环方式选择应综合用途、性能、研制难度及使用成本等多方面因素,一次性使用的发动机应采用高性能的高压补燃循环,其中部分甲烷冷却推力室的富燃补燃循环较佳;重复使用的发动机应根据工作次数和工作寿命,重点考虑系统压力低的燃气发生器循环和低压的补燃循环．     

液氧/液甲烷姿控发动机点火技术研究

液氧/液甲烷推进剂组合具有高比冲性能以及其他优异的综合使用性能,已经成为未来空间化学推进的重要发展方向之一。点火技术作为液氧/液甲烷姿控发动机的重大关键技术,对发动机可靠启动、响应特性、脉冲一致性等关键指标具有重要影响。欧美国家已经开展系统以及相关组件的预先研究,其中美国已经完成了系统级的地面自由飞行试验。国内也已开展了低温推进系统技术论证,并开展了主发动机、姿控发动机以及点火器、低温贮箱、低温阀门等关键组件的研发。针对液氧/液甲烷低温推进剂组合进行了点火技术分析筛选和试验研究,验证了电火花点火与激光诱导等离子点火两种方案的原理可行性。试验表明在入口条件从气态到液态的宽广范围内两种方案均能实现可靠、可重复点火,两种点火方式对于LO_x/LCH_4发动机均原理可行。试验得出可靠点火的火花能量边界特性、混合比边界特性、响应特性以及脉冲特性,为后续液氧甲烷发动机设计提供依据。     

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.     

液氧/甲烷液体火箭发动机燃烧研究最新进展

近来,俄罗斯和欧洲正在联合进行一个名为“VOLGA“的研究计划.其主要目标是用于可重复使用运载火箭或大型助推器的液氧/甲烷发动机的概念研究.SNECMA的主要工作是研究预燃室/燃气发生器的可重复使用技术,在液氧/液氢“火神“燃气发生器研制过程中,获得了很多低温推进剂的燃烧经验,但液氧/甲烷富燃燃烧带来了许多新的问题:如喷注性能、燃烧效率、稳定性、积碳形成等.为了解决上述问题,目前正在进行实验和理论两方面的研究.ONERA的马斯喀特(Ma scotte)试验装置就被改造用于研究甲烷的燃烧.最初的研究完成了对低混合比和压力范围在0.1MPa到6.0MPa下的液甲烷和气甲烷同轴喷注技术的评估.各项研究在继续进行,以求对液氧/甲烷低温燃烧问题进行完整的描述和理解.除了上述研究外,还在进行计算流体力学数值模拟工具的更新工作,但是只有一些非常特殊的工况点才需要进行修改工作,这是因为过去的火箭发动机燃烧研究工作已经对液氧/液氢低温燃烧特性有了深入的理解,有很多研究成果可用于液氧/甲烷燃烧研究.目前的主要问题集中在甲烷的高频燃烧稳定性和燃烧化学效应方面.在一个称为INCA的新的燃烧研究计划框架内将对这些问题进行研究.     

液氧主阀的方案及设计

简要叙述了液氧/煤油游动发动机发生器地面热试验系统与发动机试验系统的不同特点。根据发生器热试系统的要求,设计的液氧主阀采用菌阀结构,通过结构设计使阀门具备主动关闭功能,产品经过常温和低温的验收试验检查,满足发生器热试要求。设计的液氧主阀在发生器热试中,按照指令动作准确,工作正常,圆满完成热试任务。     

膨胀循环氢氧发动机低压火炬的点火能量研究

针对膨胀循环氢氧发动机多次点火需求,采用氢、氧推进剂吸热着火和火炬燃气降温放热的假设,用热力计算方法从理论上分析了推力室采用火炬点火的能量问题。在考虑火炬燃气与推力室内的氧补燃后,富燃低压火炬点火器的点火能量能够满足推力室点火需求。研制了2种低压火炬点火试验系统,对膨胀循环发动机进行了17次点火试验,试验结果与理论分析结果相符,验证了补燃点火假设。     

爆震波点火器在氢氧塞式喷管的工程应用

建立了氢氧爆震波点火器试验系统,并根据试验塞式喷管发动机工作状态要求设计了爆震波点火器。在高空条件下(0.005￣0.002MPa),爆震波点火器供气压力0.3MPa、混合比3左右,对爆震波点火器的点火性能进行了试验,成功实现了高空条件下爆震波点火火炬。在同样高空条件下对爆震波点火器点燃单元塞式喷管试验发动机成功进行了点火试验。试验结果表明,氢氧爆震波点火器能以较低的供气压力实现可靠点火。爆震波点火器在气氢气氧单元塞式喷管试验发动机点火的成功应用,为下一阶段应用于多管塞式喷管发动机的实际点火试验提供了技术基础。     

液体亚燃燃烧室点火装置工作特性数值研究

基于气体动力学和计算流体力学的相关理论,采用CFD-ACE＋流场计算软件,对液体亚燃燃烧室点火装置单独工作时的稳态流场进行了数值模拟.在试验验证的基础上分析了点火器室压、点火导管内径和导管的结构形式对火焰点火性能的影响.结果表明：当点火器室温和燃气流量恒定时,若保持管道的扩张比不变,选用较低室压的点火器更利于点火;在一定范围内增大导管内径可以提高火焰的点火性能;燃气在直管内的流动损失较小,出口射流的速度较高,穿透深度较大,带弯头的点火导管出口火焰特征类似,有无弯头对火焰的影响很大,而角度差异产生的影响很小.     

一种点火压强峰的控制方法

通过对比试验，分析了试验发动机出现点火初始压强峰现象的原因，采取减少点火器药量和调整点火器结构的方法，有效地降代了点火压强峰。     

富氧预燃室初步试验研究

为了研究全流量补燃循环发动机中富氧预燃室的点火以及燃烧特性，对点火方案和预燃室方案进行了分析。通过对多种预燃室结构形式和点火方式的比较，提出了适合于富氧预燃室初步试验要求的点火方案，研制了热表面谐振点火器并采用间接点火方式研制了氢氧火炬点火器。点火器的试验结果表明氢氧火炬点火器能够多次可靠地点火并生成稳定的点火火炬。由于不受谐振产生条件的限制，氢气和氧气的流量和混合比可以在较大的范围内选择，生成点火火炬的温度范围也很宽。对确定的富氧预燃室方案进行了设计加工，经过三个阶段的热试车，富氧预燃室的关键参数均达到了设计要求，结构无烧蚀，工作可靠，完全可以满足全流量补燃循环发动机系统对富氧预燃室的要求。     

60t级液氧/甲烷发动机起动过程建模与仿真

为制定可靠的发动机起动程序,围绕60 t级液氧/甲烷发动机起动瞬态特性开展了一系列建模和仿真研究.介绍了60 t级液氧/甲烷发动机系统方案,列举了发动机系统仿真模型,搭建了全系统瞬态特性仿真平台.根据仿真结果选取了箱压下点火起动方案,提出了设置甲烷涡轮燃气旁通以降低亚临界两相气阻风险的解决方案.试验结果表明,发动机主要性能参数的计算结果与试验数据一致性较好.     

小型固体火箭发动机尾部点火器设计方法

以尾部点火装置安装位置为分类方法,以点火装置燃烧产物与发动机装药的不同换热方式为基础,对典型的小型固体火箭发动机的尾部点火设计方法和设计中需要重点考虑的问题作了较为全面的介绍。以某型号发动机尾部点火设计为研究对象,对点火序列设计、点火药量的估算、喷管堵片的设计方法进行了阐述。通过调整点火药量、喷管堵片设计状态,使点火压强逐步提高,解决了发动机研制初期出现的点火延迟、不点火等技术问题。     

500t级液氧煤油补燃发动机起动过程仿真研究

500t级液氧煤油补燃发动机是我国首台采用双推力室方案、自身分级起动方式的重型液体火箭发动机。结合重型发动机特点建立了描述发动机起动过程的数学模型,通过数值仿真分析了影响发动机起动特性的主要因素,确定了发动机的起动方案。研究结果表明：液氧主阀和发生器燃料阀打开时差应确保发生器点火在氧头腔充满后进行;流量调节器的转初级起始时间应早于推力室建压时间;燃料节流阀转大流量应在发动机起动受控段进行。