共查询到20条相似文献,搜索用时 125 毫秒
1.
液氧/煤油闭式循环发动机发生器-涡轮泵联动试验的特点是发生器组元供应依赖氧泵及煤油泵;联动试验产品自身起动,化学点火,闭式循环工作;通过流量调节器、节流阀、工艺喷管和多级节流装置实现系统调节和参数平衡.联动试验的主要目的是考验涡轮泵、发生器、阀及相关分系统的方案可行性及工作协调性,掌握补燃循环系统的起动特点及试验技术.本文论述了联动试验系统总体方案、关键技术攻关研究、分系统地面冷试方案、试验工况调整、试验程序确定及试验保障措施等试验方案设计过程,对进一步试验和同类型试验具有重要参考及借鉴价值. 相似文献
2.
3.
4.
5.
涡轮泵超低工况性能研究 总被引:2,自引:2,他引:0
对于泵压式变推力发动机和先进的冲压发动机,需要涡轮泵变工况工作,涡轮泵变工况性能是该类发动机研究的一个重点。结合上面级验证性发动机试车,对游机涡轮泵变工况的性能和稳定性进行分析研究。通过泵全流量特性试验和汽蚀试验,得出泵能够在额定流量点25%处稳定工作的结论。对涡轮工况变化后的燃气参数、入口压力、出口压力及效率进行分析,认为涡轮也能够稳定工作。给出了游机涡轮泵可以参加验证性试车的结论,并得到了发动机试车的验证。 相似文献
6.
本文通过对国内外分级燃烧循环发动机和有关单级入轨发动机涡轮泵研究结果的分析,提出了三组元涡轮泵性能参数的限制范围与要求。在低比转数为50的泵机组全流量特性水力试验的基础上,阐述了低比转数泵相对的全流量特性变化规律。分析了几个不同比转数泵的水力试验结果,建立了三组元泵性能特性的数学方程。据此,依据泵的工况调节方法对三组元涡轮泵模式一和模式二下的性能进行了分析计算。 相似文献
7.
《火箭推进》2015,(6)
为了把冲压空气为动力的涡轮泵供应系统从亚燃冲压发动机拓展应用至超燃冲压发动机,基于煤油燃料的双燃烧室冲压发动机(DCR)提出了一种冲压空气涡轮泵供应系统方案。供应系统的设计方案中,对涡轮泵选型、系统的调控策略及取气/排气方案进行了初步设计。同时,建立了供应系统的静态模型,通过系统压力、流量及功率平衡组成非线性方程组,使用牛顿迭代法对非线性方程组进行数值求解,得到了冲压空气涡轮泵供应系统在不同工况下的静态特性。最后,分析了飞行Ma范围在3.5~5.5下涡轮泵的性能和调节的变化规律。结果表明,涡轮所需的空气流量约占DCR发动机捕获空气总流量的3%,取气方案对发动机气动性能影响不大;离心泵的特性参数相对稳定,可以一直处于高效率工况下工作,但系统对增压后的燃料利用不足,造成涡轮功率利用率较低。 相似文献
8.
为了更好地选择固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机(SPATR)的设计循环参数,以及拓宽SPATR发动机的工作范围,根据SPATR发动机的结构特点,建立了富燃燃气流量可调的SPATR发动机的性能计算数学模型,并编制了相应的计算程序。利用程序计算和分析了不同空燃比和涡轮进口参数下的SPATR发动机设计点性能,并以此对SPATR发动机设计点循环参数进行了合理的选择。利用程序分别计算了富燃燃气流量可调和不可调的SPATR发动机的高度、速度特性和节流特性,并对计算结果进行分析和比较。结果表明,富燃燃气流量可调节的SPATR发动机具有更好的高度、速度特性,并能够实现节流工况调节,满足飞行器对推力调节的需求。 相似文献
9.
10.
深度变推发动机浮动环工作适应性研究 总被引:3,自引:0,他引:3
按照我国载人航天登月需求,正在开展多次起动、10%~100%深度变推力80 k N液氧/甲烷发动机关键技术研究。氧涡轮泵作为发动机的核心组件,采用的浮动环密封变工况工作适应性将直接影响到涡轮泵工作的安全性和可靠性。依据发动机系统变推力要求,采用数值计算方法对浮动环密封进行不同推力工况、不同偏心率条件下的浮起力计算,并与一维方法计算的浮起阻力结果进行对比分析,确定全工况范围内一、二级浮动环工作时偏心率介于0.4~0.6之间,浮动环泄漏量约为2.58~39.4 g/s。浮动环在此偏心率范围内工作可靠性高,可以有效地避免浮动环碰磨、崩边,具备大范围变工况工作能力,满足涡轮泵安全性工作和发动机深度变推力工作要求,可以为涡轮泵方案论证及设计提供理论依据。 相似文献
11.
12.
主动控制式对接机构对接预捕获阶段的仿真 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍了主动控制式对接机构对接的基本操作过程,并以具有六个作动阻尼器的主动接制式对接机构为例,对对接预捕获阶段作了详细的研究。 该阶段两对接飞行器的运动方程,给出了作动/阻尼器为满足捕获条件所需达到的长度的计算方法,设计了控制回路,在此基础上作了数值仿真。仿真结果表明,建立的数学模型是正确的,设计的控制系统控制效果良好。 相似文献
13.
14.
介绍了某工程战斗弹上所用的频分制遥测系统 ,对该系统的遥测参数进行了分析 ,确定了六个主要参数可以对导弹的工作状态进行判断。并对遥测系统进行了分析 ,确定了系统的主要技术指标。最后对研制中所出现的几个关键技术问题进行了分析和讨论。靶试结果表明 ,该系统设计合理 ,为战斗弹的靶试提供了重要的参数。 相似文献
15.
返回舱再入过程密封舱气体泄漏计算研究 总被引:2,自引:1,他引:1
为分析返回舱再入过程中密封舱漏孔内外压差,并对漏孔变流量充气过程进行研究,采用离散化分析方法将返回舱再入过程分成若干个阶段,针对容积为14 m~3的密封舱和面积为10 cm~2的漏孔,计算并获得了密封舱内外压差、漏孔质量流率、漏孔流速等参数在50~5 km范围内随高度下降的变化规律。结果表明:在高度5 km开伞时刻,漏孔质量流率达到最大值0.134 kg/s,舱内外压差趋近于最大值,约20 172 Pa;返回舱下降过程中漏孔流速在148.4~181.5 m/s之间,处于亚声速区;漏孔气体流速与漏孔面积大小无关,仅与漏孔内外压力及漏孔进口空气密度有关。以上研究结果可为密封舱结构强度设计、伞舱弹伞设计提供参考。 相似文献
16.
新一代运载火箭动力系统试验台首次承担某型号动力系统试验任务,在发动机燃料头腔(燃气腔)吹除调试过程中发现吹除压力偏低,难以满足试验要求.介绍了吹除系统组成及利用孔板模拟发动机吹除路背压的调试方案,分析了引起吹除路压力偏低可能原因是孔板模拟的额定吹除流量或供气管路的阻力系数偏大.因此,通过模拟孔板流量系数标定和管路流阻特性计算,最终确定供气管路阻力系数偏大是引起吹除压力值偏低的主要影响因素,并通过制定加大供气管路内径、减少系统阀门数量等针对性改进措施,优化了地面配气工艺系统.经试验验证:吹除压力偏低的原因分析是正确性的,采取改进措施后供气管路的流阻损失降低了47%.同时确定了试前气源的容积及充气压力,保证了试验的顺利进行. 相似文献
17.
18.
直角滑环式组合型金属橡胶密封件的密封机理及应用研究 总被引:3,自引:0,他引:3
针对具体的需求背景,将金属橡胶技术成功的应用于密封结构中。对金属橡胶与聚四氟乙烯组合型密封环的结构设计、制备工艺、主要影响参数、密封性能及模拟试验等进行了系统研究。分析了聚四氟乙烯的表面质量及金属橡胶元件的性能对组合型密封环密封性能的影响。推导了组合型密封环的压缩变形量及接触压力的计算公式。研究结果表明,金属橡胶与聚四氟乙烯组合型密封环的尺寸稳定性及密封性能,完全满足实际工况提出的性能指标要求,其泄漏量是实际工况要求的十分之一。研究结果对利用金属橡胶技术解决空间环境下的密封问题具有重要的参考价值。 相似文献
19.
在液氧/煤油发动机研制试验过程中,需要对发动机的换热器进行试验验证,以此来满足发动机对换热器的要求。主要阐述了利用音速孔板控制以及计算气体流量的具体方法、理论计算,以及使用过程中所存在的问题和解决的方法。所设计的配气系统满足了液氧/煤油发动机换热器系统的试验要求。 相似文献
20.
为有效考核液体火箭发动机的工作可靠性,需要通过地面试验验证摇摆软管低温疲劳特性。摇摆软管低温疲劳试验系统承担试验时涉及的摇摆环境模拟、低温压力环境模拟、轴压平衡等关键技术。摇摆驱动分系统利用水平放置的2个液压伺服油缸作为驱动单元驱动十字轴带动摇摆软管摆动,模拟摇摆软管的安装边界及摇摆工况。低温压力供应分系统向摇摆软管内腔输送一定压力的液氮,模拟摇摆软管低温以及内压环境。内压平衡子系统通过设置在摇摆软管内的轴压平衡装置平衡内腔压力产生的轴向载荷,避免在内腔压力作用下伸长。某型氧化剂摇摆软管低温疲劳试验结果表明:摇摆软管低温疲劳试验系统能够实现摇摆软管双向摇摆和单向摇摆等疲劳试验工况,试验环境和边界条件与摇摆软管实际工作状态基本一致,试验参数满足要求。 相似文献