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/甲烷同轴喷雾及火焰稳定的试验

介绍了液氧和气态甲烷的低温同轴喷雾燃烧试验,试验使用了光学诊断方法如阴影法和火焰分光光谱法记录了试验中的喷雾和火焰信息,讨论了不同燃烧室压力和喷注无量纲数如韦伯数(We)和气液动量流率比下的雾化和火焰稳定情况。试验结果表明,燃烧室压力对射流雾化和火焰稳定有显著影响,增加燃烧室压力有利于火焰稳定于靠近喷注器面的地方,研究中没有发现火焰吹离距离和韦伯数之间有明显的关系式。液氧射流核心长度随气液动量流率比的增大而下降。雾化质量对液氧/甲烷同轴喷雾的火焰稳定性有明显的影响。     

中国航天新动力——新一代大推力液氧煤油火箭发动机研制幕后的故事

2012年7月29日,中央电视台一场主题为《聚焦大火箭"心脏"》的电视实况直播,在国内外引起了巨大反响。随后,新华社、人民日报、解放军报、光明日报、科技日报、中国青年报、中央人民广播电台、新浪网、搜狐网等上百家媒体竞相予以报道。一时间,我国新一代大推力120吨液氧煤油火箭发动机研制成功的消息,伴随着电视、报纸、广播、网络迅速传遍了地球每个角落。     

500吨级液氧煤油发动机燃气摇摆装置热试成功

近日,由中国航天科技集团公司六院11所研制的500吨级液氧煤油发动机燃气摇摆装置首次热试验取得圆满成功,这标志着该发动机泵后摇摆软管设计、制造技术实现突破,数字化技术在发动机工程研制中得到成功应用,为发动机后续研制奠定了坚实基础。     

液氧的危险性分析及其安全防护技术措施

液氧是液体火箭发动机的一种常用氧化剂,它具有火灾、爆炸的危险性,会引起人员冻伤和氧中毒。从防火防爆、人员冻伤和氧中毒防治三个方面提出液氧的安全防护技术措施,保证液氧的使用安全。     

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.     

液氧/煤油发动机试验废水的循环使用

为达到国标中有关污水排放的二级标准及节约利用水资源,设计和安装了液氧/煤油发动机试验台试验污水处理和循环使用系统。发动机试验采用水冷式导流槽,每次试验的用水量很大,并且试验产生的废水会含有一定量的煤油,该处理系统采用过滤-吸附-消毒等工艺对试验产生的污水进行处理,并将处理后的污水进行循环使用。系统投入使用后污水处理效果理想,且运行稳定、便于维护。     

重型运载火箭动力系统分析

讨论了两种载人登月的动力系统方案,分析了已有重型火箭动力系统的结构和基本参数,以满足载人登月的任务要求为前提,提出了重型火箭箭体结构和任务要求.从性能、经济性、技术难度、工作可靠性等方面综合考虑,提出重型火箭下面级的基本方案.提出了一套重型火箭动力系统,建立了一个运载火箭系列,并对其运载能力进行了计算.经综合分析,提出登月火箭可采用8 m直径的三级半结构,助推级、第一级和第二级均为推力5 000 kN量级富氧预燃室补燃循环液氧煤油发动机,第三级为2台50 t氢氧发动机.      

高马赫数涡轮发动机射流预冷特性研究

射流预冷涡轮基发动机在高空高马赫数工作时对冷却水和液氧具有迫切的需求。本文以气液相变冷却机制为切入点，开展高空模拟试验进气预冷段内水-液氧射流冷却的数值分析，考虑真实雾滴颗粒运动的热力现象，基于欧拉-拉格朗日多相流方法解析气液两相热质传输过程，分析水-液氧混合射流对高马赫数涡轮发动机预冷段内流动及换热特性的影响规律。结果表明，水-液氧射流雾化蒸发的效果具有即时性，基于水雾-水蒸汽比热大和汽化焓高的特点，水雾浓度对主流总温降和总压恢复占主导性；而液氧浓度有利于降低湿空气的热流密度。在射流浓度2%-8%时，预冷段总压降系数为0.84%-1.27%，总温降系数范围为2.15%-15.12%，即温降范围为12.92K-90.89K。为平衡高空高马赫数时冷却水和液氧的需求，需控制水-液氧的射流比例，液氧射流量建议小于60%的总射流浓度。在“40%水-60%液氧”的射流比例时预冷段内流动和传热特性达到局部最优。在发动机物理转速不变时，射流冷却后预冷段内湿空气来流质量流量增幅0.22%-9.39%，其中空气和水蒸气含量的贡献份额分别约为71.8%和28.2%。因此，射流预冷有利于涡轮发动机在高马赫数时具有更高的加速度。     

大推力液体火箭发动机研究

大推力火箭发动机是航天发展的基础,是国家高科技水平和综合国力的体现。分析了运载火箭主动力发展的现状和趋势,指出大推力液氧煤油发动机和液氧液氢发动机是发展方向和最佳组合。提出了我国重型运载火箭大推力液氧煤油发动机和液氧液氢发动机的总体方案和主要参数,研究了两种发动机的关键技术及其解决途径。这两种大推力发动机的研制,将为我国载人登月、深空探测等重大航天活动和空间利用提供动力支撑。