气驱预压涡轮泵对发动机液氧路频率特性影响

液氧/煤油补燃循环发动机液氧路频率特性对于火箭POGO振动和发动机动力学特性具有重要的意义.以某型液氧/煤油补燃循环发动机氧路流体系统为研究对象,重点考虑气涡轮和泵动态特性的影响建立了系统线性化小偏差频域模型.应用复系数状态空间矩阵法计算了气涡轮压比、氧预压泵动态增益、燃气掺混段特性对系统频率特性的影响.研究结果表明:...     

液氧平均流量测量研究

以液氧/煤油发动机试验中液氧平均流量测量为研究对象,主要介绍了其组成、测量原理及体积流量和质量流量的计算方法。采用分节式电容液面计测量液氧稳态平均流量,为准确测量低温推进剂流量开辟了一条新途径。为了减小涡轮流量计因水校后直接用于低温测量引起的系统误差,利用平均流量测量数据在原位进行校验。校验原理是根据质量守恒原理,以容器内测得的平均体积流量为基准,求出涡轮流量计在实用状态下的流量特性方程,由该方程提供液氧流量。     

剪切同轴式喷嘴中心管壁厚对火焰的影响

为了研究剪切同轴式喷嘴中心管壁厚度对火焰的影响,针对LOX/CH4火焰,采用数值方法计算了三种不同喷嘴中心管壁厚的长方体形燃烧室内的燃烧过程,计算表明,对于较大的管壁厚度,在紧贴管壁下游的区域将形成较大的回流区,有利于火焰稳定在喷嘴出口处,还给出了采用相同几何结构燃烧室的LOX/CH4燃烧试验结果,试验也得出了同样的趋势,随着中心管壁厚度的增加,火焰中心明显前移。     

重型火箭下面级发动机基本参数分析

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,提出了任务要求以及一套重型火箭箭体结构方案.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,包括推力量级、推进剂以及发动机循环方式的选择.采用面向对象的通用顺序化计算方法,建立发动机系统仿真模型,计算得到9个发动机方案的最高室压及功率平衡参数,分析了燃烧室压强和混合比对发动机性能的影响.经综合分析,建议重型火箭下面级发动机可选择推力4 500～5 000 kN富氧预燃室补燃循环液氧煤油发动机.      

电动膨胀循环液氧甲烷变推力发动机动态特性研究

电动泵压式液体火箭发动机受到了广泛的关注,然而电池有限的输出功率和过于沉重的质量成为限制电动泵压式发动机发展的重要因素。为此本文提出了一种电机驱动燃料泵和涡轮驱动氧泵的电动膨胀循环液体火箭发动机方案,并着重研究了该型发动机的动态响应特性。首先给出了20 kN级电动膨胀循环发动机的技术指标和部组件参数,进一步基于AMESim平台建立了全系统动力学模型,验证了方案的可行性和部组件动力学模型的准确性,并深入研究了单点工况和调节工况的动态响应特性。结果表明,针对启动过程而言,涡轮泵调整时间较电动泵长,这降低了系统响应速度,但工况越高,系统响应速度越快;高工况启动时,甲烷在冷却通道内的剧烈相变和跨临界状态的不连续物性相互耦合易引发系统振荡;就调节过程而言,推力调节时普遍存在超调或凹坑现象,且系统在两相同工况之间调节时,正调响应速度快于负调,这也导致阶跃幅值相等条件下的系统调整时间随目标工况升高而缩短。     

重复使用液氧贮箱设计、制造与试验研究

重复使用贮箱是重复使用运载器的关键部件,使用寿命长,受力复杂,构型独特,是重复使用运载器研制的难点,为找到一种科学合理的研制方法,本文对重复使用液氧贮箱的设计、制造与试验进行研究。在传统火箭贮箱研制的基础上,进行了创新研究,阐述了设计思想、设计理念和贮箱材料选择,发明了液氧贮箱的前支撑、消能器与箱内附件的连接结构;对箱底的成型工艺和箱体的焊接方法进行研究得出：整体旋压成型工艺优于传统的瓜瓣拼焊工艺,真空电子束焊接可以保证箱体质量和尺寸精度;关于试验的创新包括用试片级前支撑结构选型试验和强度极限试验取代全尺寸真实环境试验,进行箱外消能器测试而不是箱内测试,以及将光纤检测技术纳入传统的箱体静力试验。     

富氢燃气与液氧爆轰及补燃特性试验研究

为了研究富氢燃气与液氧之间的爆轰及补燃特性,以某发动机故障归零为依托,采用试验研究的方法,分析了非预混和预混两种情形下发生爆轰的可能性,探究了富氢燃气与液氧自动发生补燃的条件。通过分析试验现象和试验结果发现,在较低混合比和较低温度条件下富氢燃气与液氧不会自动发生补燃,火焰颜色呈无色透明状,白天不可见。管内预混状态下,富氢燃气和液氧可以发生爆轰,最大爆轰压比约34,且持续时间为毫秒级,在上游无预混物的情况下,爆轰波不会持续向上游传播。     

龙腾虎啸第一台--我国新一代运载火箭发动机试车台建设纪实

近日，陕西西安南郊。在新一代运载火箭液氧煤油发动机试车台上，当液氧煤油发动机首次试车时间被定格在200秒时，在场的领导、专家和研制人员们都十分清楚这次成功具有多么重大而深远的意义。     

Aerojet公司在液氧/烃燃烧和冷却技术方面的研究成果综述

未来大型运载火箭及天地往返运输系统将采用氧/烃推进剂.液氧/烃的燃烧和冷却技术是未来氧/烃发动机研制中的关键.本文综述了美国Aerojet公司数年来在此方面取得的研究成果和最新技术成就,这为氧/烃发动机的研制提供了大量可靠的试验依据.文末介绍的Aerojet公司提出的未来需要解决的氧/烃发动机研制的关键技术将对未来发动机的发展产生重大影响.     

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.