高性能液体远地点发动机技术发展

液体远地点发动机的性能提高具有显著的经济效益和社会效益.通过使用高性能喷注器、高效燃烧室和新型耐高温材料,国外采用N2O4/MMH推进剂的液体远地点发动机最高比冲已达到323 s.分析了国外高性能液体远地点发动机性能特点和关键技术,介绍了我国第3代490 N发动机的研制情况,结合工程应用要求和研制现状,提出了第3代490 N发动机的后续研究重点.     

国内外卫星用液体远地点发动机发展综述

综述了国内外卫星用液体远地点发动机的发展情况,阐述了国外几种典型远地点发动机和国内三代490 N发动机的主要技术特点和技术指标,对比分析了其产品性能并介绍了其产品的考核应用情况。自上世纪90年代以来,国内外在卫星用液体远地点发动机的研制中喷注器性能不断提高,推力室均采用了新型抗高温氧化材料,主要以铼/铱材料和C/SiC...     

面向高轨卫星的液体轨控发动机研制进展

综述了面向高轨卫星的液体轨控发动机发展及现状,简要介绍了490 N轨控发动机从第一代、第二代到第三代发展历程,着重阐述了高性能750 N轨控发动机的研制情况,并介绍了其技术方案及试验结果,总结了国内星用轨控发动机的研制经验。我国当前技术状态下,采用铌合金材料燃烧室可实现的750 N轨控发动机真空比冲性能可达到321 s以上,同时工作寿命满足25 000 s的工程需要,与国外高性能液体轨控发动机性能比对可见,我国面向高轨卫星用750 N发动机达到国际先进水平。     

燃烧室压力对440N空间发动机性能的影响

采用辐射冷却的铱一铼440N 推力轨道转移发动机,为增加比冲,提高燃烧室压力是最有希望的潜在途径。将燃烧室压力提高达3.5MPa(绝),不仅可以得到3283m/s 以上的比冲,而且可以显著降低发动机结构尺寸和重量。如果就利用现在使用的空间运载器上的贮籍,燃烧室压力提高到1.75MPa(绝)是切实可行的。如果把燃烧室压力提高到3,5MPa(绝),则只需增加一个用电力驱动的小型泵,便可以轻易地实现。推力室热试验采用四氧化二氮/肼,1.75MPa(绝)燃烧室压力试验采用铼材料推力室;3.5MPa(绝)燃烧室压力试验则采用铜材料推力室。在燃烧室压力为1.75MPa(绝),喷管面积比为300:1的条件下,实际比冲可以达到3263m/s。试验结果表明,铼燃烧室温度满足其长寿命极限要求,并且没有遇到稳定性,相容性和热的有关问题。     

轻质高比冲1000N双组元轨控发动机研制

介绍了空间飞行器用轻质高比冲1000N轨控发动机的研制过程。为了实现高比冲的目标,从喷注器选型、喷注对设计、冷却设计等方面采取措施,并通过工作过程仿真,对集液腔结构、冷却液百分比和特征长度等参数进行优化设计。发动机身部选取了陶瓷基复合材料(Cf/SiC),利用该材料密度低的特点实现发动机轻质化要求。发动机经过了地面热试车考核,燃烧室外壁温、燃烧效率的仿真值均与测量值基本相当。其中,燃烧效率约96.6%,真空比冲约3 169 m/s,长程试车后发动机结构完好。     

双组元离心式喷注器10 N发动机偏工况试验

根据国内外同类发动机研制经验,双组元10 N发动机在入口压力为0.8~2.2 MPa范围内,入口压力偏差会使发动机真空比冲、燃气温度等性能产生较大变化。为了获得双组元离心式喷注器10 N发动机在落压推进系统要求的入口压力范围内性能,通过采用小流量喷雾试验台和42 km高模试验台,对偏工况条件下的冷态性能及热试性能进行试验研究。试验结果表明:该发动机额定入口压力1.58 MPa时真空比冲为2881 N·s/kg;当入口压力在0.6~2.5 MPa变化时,对应真空推力从4.7 N增加到14 N,落压比为3;入口压力0.6 MPa时真空比冲为2600 N·s/kg,入口压力2.5 MPa时真空比冲为2956 N·s/kg;入口压力在0.6~2.5 MPa试验范围内,发动机燃烧室壁温均低于材料许用温度,表明发动机热设计优良,可满足双组元落压推进系统对姿控发动机的性能需求。     

低推力化学火箭发动机技术

本文回顾了旨在改进星船上推进系统应用的低推力化学火箭发动机的性能而正在进行的研究计划。通过建立燃烧和流动物理过程的新的预估方法;采用高温材料;改进部件设计优化性能;利用高性能推进剂等项措施.提高低推力化学火箭发动机的性能和工作寿命。改进的预估方法是通过局部和全局的预估值与试验数据的比较得到的。预估值是从有限反应速率动力学的 RPLUS Navier-Stokes 的计算机程序和联合军队、宇航局的方法中得出的。数据是从激光珍断系统和发动机试车实测性能得到的。结果表明,喷注器和燃烧过程的模型需要改进,流动显影技术,例如二维激光—感应莹光(LIF)显影技术对解决流动对称和剪切层的燃烧过程有所帮助。高温材料的制造工艺还在探索中,利用这些材料的小发动机正在进行设计、生产和试验工作。防氧化的铼涂铱保护层用化学气桕沉积工艺制成,从而使燃烧室工作温度升高800K。在地球可贮存推进剂(四氧化二氮和-甲基肼或无水肼)的发动机上,取消液膜冷却,改善燃烧效率.并控制喷注器的热沉温度,通过组合件的重新没计。获得了性能增益。铼铱两种材料互相扩散情况和抗氧化特性表明,推力室要求的几十小时的使用寿命是可以达到的。推力为22、62、440和559N 的火箭发动机已经设计、生产和试验了。试验证明,比冲性能提高了98～196N·S/kg。更高性能的推进剂通过了鉴定。这些推进剂(定义为空间可贮存推进剂),包括作为氧化剂的液氧,作为燃料的氮氢化合物或碳氢化合物。为此,专门设计和生产了液氧/肼发动机,其特征速度效率高达95%,面积比204:1时换算的真空比冲为3381N·S/kg。利用液氧/液氢推进剂,尤其在载人飞船上,其比冲性能可以得到进一步的提高,然而,某些特殊的设计必须改进,并通过飞行考核进一步完善。     

硝酸羟胺发动机喷注器特种流量分配方法

硝酸羟胺(HAN)发动机如果采用传统肼类均匀分配喷注器,那么在靠近喷注器一段距离的催化床内,中心温度低于边缘温度,中心位置反应物转化率低于边缘位置,并且中心位置反应物质量分数高于边缘位置,该不均匀性将影响发动机工作寿命。针对HAN发动机喷注器采用传统设计方案容易使得催化床中心过载的问题,提出了一种“外密内疏”流量分配喷注器设计方法,并给出了该方法的设计理论。开展了基于传统喷注器结构和新型“外密内疏”喷注器结构的60 N HAN发动机热试车试验,对比结果表明,传统均匀分配喷注器的60 N HAN发动机工作680 s后发动机失效,而采用新型特种流量分配方案喷注器的发动机可较稳定地完成1 200 s长稳态工作。提出的新型喷注器设计方法为长寿命HAN发动机工程应用提供了参考。     

先进的轻型低成本复合材料辐射冷却燃烧室

在过去十年中,最高水平的小型辐射冷却液体推进剂燃烧室是由 Ultramet研制的铱/铼合金加工而成:铼壳体结构上具有铱抗氧化层。铱/铼的缺点在于其质量大,无论是铱,还是铼,其密度均超过21g/cm~3。若推力超过445N,燃烧室的质量是绝对不能接受的。在 NASA 的资助下,Ultramet 研制了一种用于加工铱/铼/碳—碳复合材料燃烧室的工艺方法,可提供与铱/铼具有相同的优良性能、密度小于3g/cm~3、可加工成任意结构形状而成本只有铱/铼的一半的燃烧室。这种燃烧室不仅达到了铱/铼合金燃烧室的性能指标,而且具有碳—碳复合材料的良好高温强度以及复合材料的质量小、成本低的特点。在不同的环境中采用铼试样进行了室温及高温拉伸试验以评估潜在的衬料组织扩散作用。通过快速热循环试样评估了复合材料结构的机械及热稳定性和相容性。由显微和谱分析技术分析了复合材料的显微组织和界面性态。由室温和高温破坏试验测试了复合材料的强度。已加工了两个原型燃烧室并采用 NTO/MMH 推进剂进行了热点火试验。     

小卫星上的低成本40N过氧化氢/煤油双组元推力室研究

未来的小卫星将需要高性能的双组元推进系统,传统自燃推进剂由于其毒性和复杂的使用维护要求而使得成本极高.采用绿色推进剂可以降低使用成本,同时又能提供和传统自燃推进剂相当的性能.该文介绍了推力40N挤压式HTP(高浓度过氧化氢)/煤油双组元推力室的设计和加工.采用简单的喷注器结构,特征速度效率在90%～92%范围内.设计的新型冷却系统采用过氧化氢分解气体作为冷却剂,提高了密度比冲.发动机采用标准材料,以减少设计开发和制造成本.采用占总流量16%的过氧化氢分解产生气膜来冷却喷管,已经得到验证可适应连续工作的要求.采用上述方案,估计获得实际真空比冲2577m/s是可能的.     

微小型双组元姿控发动机技术研究

高性能微小型液体双组元姿控发动机具有冲量小、响应快、质量轻、尺寸小等特点,可为微小卫星等航天器实现在轨精确姿态控制,延长在轨工作寿命以及轻小型化等方面的应用提供技术基础.本文以5N微小型双组元液体火箭发动机为例,从微小型喷注器设计、微小型阀门设计、微小尺寸构件成型技术、热相容设计等方面,详细介绍了上海空间推进研究所在微小型双组元发动机设计及制备方面取得的进展和成果,提出了该项目的后续研制计划.     

30kN上面级液氧甲烷发动机方案

上面级是介于运载火箭与航天器之间的相对独立的一级,具备轨道转移能力,可将有效载荷精确送入预定轨道.上面级是提高火箭运载能力和提升任务适应性的有效途径,上面级发动机是实现该目标的关键.长期在轨的高性能上面级,要求主动力具备比冲高、空间可长期贮存和高可靠性等能力.针对此技术需求,对比分析了上面级发动机的系统方案;设计了采用...     

国外单组元变推力发动机应用与关键技术

介绍了国外单组元变推力发动机的应用现状,阐释了单组元变推力发动机的结构和设计原理,总结了研制和改进过程中的关键技术,主要包括径向双层夹套催化床设计、径向喷注器设计、流量稳定调节技术和催化床空穴控制技术等。美国为火星软着陆研制的MR-80和MR-80B无水肼单组元变推力发动机分别应用于“海盗”号和“好奇”号着陆器下降级推进系统。MR-80发动机可实现275~2835 N变推力调节,推力变比为10∶1,比冲为205 s,呈120°均布于“海盗”号着陆器三角形基座的长边。“好奇”号下降级推进系统由2个高压氦气瓶、3个推进剂贮箱、8台单组元变推力发动机、8台单组元250 N姿控发动机、1个压力控制组件和3个推进剂控制组件组成,MR-80B发动机可产生31~3603 N的真空推力,推力变比达到100∶1,比冲范围为204~223 s。     

"神舟"号载人飞船轨控发动机的研制

概述了“神舟”号载人飞船2500N轨控发动机研制的主要组件和相关试验的结果。介绍了研制试验情况，喷注器方案、燃烧稳定性、喷注器热相容性和推力室内冷却等关键技术，以及为满足载人航天高可靠性、高安全性要求而采取的可靠性措施。     

Non-stationary heat behaviour of liquid propellant rocket engines

The transient behaviour of the liquid propellant rocket engine is accompanied by non-stationary heat processes in the combustion chamber, the cooling jacket, and the injector. Based on the analysis of the phenomena, which take place in the liquid propellant rocket engine after cut-off command, the major stages of the curve of the rocket thrust drop were defined. A mathematical model of heat processes is suggested, which includes the calculation of transient heat transfer in the chamber, and the detection of boiling-up of the liquid fuel components in the cooling jacket and in the injector. The determination of the law of the rocket thrust drop and a calculation of the after-effect impulse (AEI) are presented. The calculated transient heat flux the combustion chamber and the transient wall temperatures were compared with experimental data, which were received during starting, and with the impulsive behaviour of the liquid propellant rocket engine.     

RBCC推进系统主火箭发动机气氧／煤油推力室研究

为满足RBCC推进系统主火箭发动机对气氧／煤油推力室的要求,对其进行了高燃烧室压力和温度、大范围变工况工作研究。气氧／煤油推力室喷注器采用中心区气液双组元内混式喷嘴和边区直流喷嘴结合结构,身部采用夹层冷却结构。通过对推力室气氧／煤油推进剂的点火及雾化混合技术、推力室喷注器及身部冷却设计技术、推力室的点火启动、稳态工作等关键技术的研究表明,推力室在室压3MPa、5MPa工况下可稳定燃烧。额定推力650N的气氧／煤油推力室方案可靠、点火工作正常,可以满足大范围变工况稳定工作要求。     

固冲发动机补燃室二次燃烧实验研究

采用不确定度评定的地面直连冲压实验设备,对某全尺寸固冲发动机补燃室二次燃烧进行了实验研究。通过测定比冲效率,确定了不同的燃气发生器喷嘴结构、空气进气角度、进气头部距离和补燃室长度对二次燃烧的影响,并进行了机理分析。结果表明,五喷嘴比冲效率较高,燃气的切入方式对补燃室二次燃烧有重要影响;增大入射角度,可提高比冲效率,但加剧了燃烧产物在补燃室内的沉积;补燃室头部距离不宜过大,比冲效率不随头部距离线性增加;补燃室长度增加,可使比冲效率提高,但效果并不理想。     

液氧煤油补燃发动机喷注器高频燃烧不稳定性的试验研究

针对液氧煤油高压补燃循环发动机高频燃烧不稳定性这一突出问题,建立了喷注单元的低压高频燃烧不稳定性模拟试验系统,使用气气推进剂。利用相似准则设计了缩比燃烧室,研究了全尺寸气液同轴式喷注器的结构尺寸和工作参数对燃烧稳定性的影响。结果表明,激发高频燃烧不稳定性时火焰变短,燃烧室压力出现大幅振荡并伴随啸叫;喷注器缩进室长度对燃烧稳定性裕量有很大影响并存在相对最佳值。试验结果可以指导发动机燃烧室的燃烧稳定性设计和评估,在发动机研制初期筛选燃烧稳定性相对最好的喷注器结构。