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11.
喷管性能计算的软件实现   总被引:1,自引:0,他引:1  
孙得川  陈杰  刘昌国  林庆国 《上海航天》2002,19(6):18-20,50
基于化学平衡和化学动力学理论,用C^ 和FORTRAN编写了液体火箭发动机喷管性能一维计算软件,软件建立了相关的推进剂数据和化学反应数据库,使计算很简便,针对某型号发动机进行计算,得到了特定条件下发动机的性能参数和化学动力学损失等。  相似文献   
12.
远征三号上面级轨控发动机研制及在轨验证   总被引:2,自引:0,他引:2  
综述了国内外上面级及其轨控发动机技术发展情况。基于远征三号上面级的任务特点,提出了5 000 N轨控发动机技术方案,着重介绍了5 000 N发动机的地面试验和首次飞行应用情况,总结了远征三号上面级轨控发动机研制经验,供类似火箭发动机研制参考。远征三号上面级5 000 N发动机采用挤压式推进剂供应系统、直流式喷注器、再生冷却方案和复合材料喷管延伸段,具有结构简单、多次启动能力强、双向摇摆角度大等优势,于2018年12月29日进行了首次飞行应用。  相似文献   
13.
双组元离心式喷注器10 N发动机偏工况试验   总被引:1,自引:0,他引:1  
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。  相似文献   
14.
液体射流撞击过程是液体火箭发动机常见的高效雾化方式。为了进一步探究液体射流撞击雾化过程,采用高速摄像仪和图像处理技术对两股液体射流撞击液膜的振荡行为进行了实验研究,考察了射流韦伯数(21≤We≤1356)和撞击角(2θ=60°,90°,120°)对液膜振荡的影响。结果表明,随着射流韦伯数增大(We250),撞击液膜会从竖直稳定模式转变为振荡模式,促进液膜破裂和雾化。增大撞击角能加剧液膜振荡和增加雾化角。2θ=60°和90°的液膜振荡区间为250We400,2θ=120°的液膜振荡区间为We250,无量纲振幅的时均极大值约为5。结果揭示了随着液体射流速度的增大,射流不稳定性的发展会引起撞击点的动量不平衡,进而形成液膜振荡。此外,液膜向下传播时与空气界面间的Kelvin-Helmholtz不稳定性也促进液膜振荡。  相似文献   
15.
为了研究身部局部燃气泄漏对490N发动机工作性能及结构的影响,为在轨故障问题分析提供依据,采用490N发动机缩比件在模拟真空环境下研究喷管扩张段泄漏孔的影响,采用490N发动机在大气环境下研究燃烧室身部泄漏孔的影响。通过试验,获得了泄漏孔的扩展情况、带有泄漏孔的发动机的真空推力、燃烧室压力等试验数据。研究结果表明:在试验条件下,490N发动机喉部出现泄漏孔后,燃烧室压力下降6.9%,与喉部上游泄漏孔面积占比6.3%相当,燃烧室压力不发生明显波动,发动机仍可以输出推力;泄漏孔沿周向基本无变化,沿轴向往喉部下游,扩展速率先增大后减小,分别为0mm/s、0.588mm/s、0.142mm/s、0.067mm/s。490N发动机缩比件身部面积比14的位置处出现面积占比0.93%的泄漏孔后,发动机在一段时间内推力输出保持稳定,泄漏孔面积占比与泄漏后推力减小比例0.95%相当,且泄漏孔未发生扩展;该结果有效验证了在轨490N发动机身部面积比64的位置处出现面积占比3.2%泄漏孔后发动机在643s内维持推力稳定输出的可能性,且输出推力减小比例为3%。  相似文献   
16.
准确掌握液体火箭发动机不同参数下的工作特性及裕度对其使用可靠性至关重要。对第二代490 N发动机开展偏工况高空模拟和地面热试车,研究了推力和混合比变化对发动机工作特性的影响。结果表明:高空模拟环境下发动机能在混合比1.54~1.80及真空推力372~584 N的较宽包络范围内正常工作。随着推力的增加,真空比冲和喉部温度均提高,燃烧室效率依次呈增大、平稳、下降的趋势,喷管效率小幅增大。随着混合比的增大,真空比冲和喉部温度也提高,燃烧室效率未发生明显变化,喷管效率微降低。额定混合比下,室压在0.61~1.56 MPa区间内波动平稳,具备真空推力345~900 N工作能力,但在0.51 MPa时产生与输送系统耦合的中低频(207 Hz)燃烧振荡。高工况引起喉部热流冲刷加剧以及温度升高会加速涂层的损失,使得发动机长程工作寿命下降,但在一定的偏离范围及单次点火时长内仍能满足卫星25000 s鉴定级寿命要求。   相似文献   
17.
国外单组元变推力发动机应用与关键技术   总被引:1,自引:0,他引:1  
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。  相似文献   
18.
为探究低温环境下单组元300N发动机的工作特性,揭示影响发动机低温性能的主要影响因素,以300N发动机为试验对象,开展了模拟飞行工况的发动机低温试验。给出了低温试验研究方法,分别从温度差异对发动机性能影响、催化剂活性差异对发动机低温启动特性影响和低温对电磁阀响应特性影响等方面获得研究结果。结果表明,低温是影响发动机低温性能的主要影响因素,-48℃条件催化剂无法完成推进剂的催化分解,发动机发生爆炸;-30℃条件下起活时间为80.5~87.5ms,发动机可正常启动,且启动温度与起活时间成指数关系;催化剂批次差异也对发动机低温工作性能产生一定影响,不同批次催化剂低温起活时间t10的差异可达91ms;低温试验过程中,电磁阀的关闭受到低温推进剂粘性和背压的影响,产生了明显的迟滞现象,延迟时间约100ms,对发动机在轨的精准控制存在一定影响。  相似文献   
19.
国内外卫星用液体远地点发动机发展综述   总被引:2,自引:0,他引:2  
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...  相似文献   
20.
施浙杭  邬二龙  姚锋  刘昌国 《推进技术》2021,42(12):2652-2666
为了进一步认识凝胶推进剂雾化过程,促进凝胶发动机的设计和优化,综述了射流撞击式、离心式、气泡式以及燃烧条件下凝胶推进剂雾化特性的研究进展。综述结果表明,凝胶推进剂雾化性能明显差于牛顿流体推进剂,凝胶液膜尺寸显著增大,液丝较难破碎为小粒径液滴;射流撞击式喷嘴对凝胶推进剂的雾化效果优于离心式喷嘴;随着射流雷诺数和韦伯数增大,撞击式凝胶液膜的雾化模式依次为边缘闭合模式、边缘开放模式、无边缘射线模式、液丝分离模式和充分发展模式;采用锥形结构、减小喷嘴出口长径比、方形和椭圆形喷嘴出口皆有利于凝胶液膜破裂,且增大喷注压力、撞击角、温度、室压和减小撞击距离均能改善液膜雾化效果。燃烧条件下MMH/NTO凝胶推进剂撞击液膜破裂雾化机制在宏观上与冷模条件下凝胶推进剂模拟液撞击液膜较好地吻合。此外,对凝胶推进剂雾化特性的进一步研究工作提出了建议。  相似文献   
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