高性能的俄罗斯液氧/煤油发动机NK-33

NK—33液氧/煤油火箭发动机是由萨莫拉国家科研生产联合体——“TRUD”为俄罗斯N—1登月火箭研制生产的。这种四级型的 N—1火箭所使用的发动机均为液氧/煤油火箭发动机,其中30台 NK—33发动机用于第一级,8台与 NK—33发动机类似而面积比更大的 NK—43发动机用于第二级,四台 NK—39发动机用于第三级,一台除带有常平座外类似于 NK—39发动机的 NK—31发动机用于第四级。所有上述的液氧/煤油发动机都是六十年代研制的,均采用一个富氧预燃室产生涡轮燃气,气氧与热煤油经过分级燃烧喷注器在8.964～15.169MPa 绝压下燃烧。NK—33、NK—43和 NK—39发动机可控制发动机簇的推力,并提供火箭的推力向量控制。由于采用高室压,NK—33发动机的设计实现了较高的性能和很轻的结构重量。富氧预燃室的采用,使得发动机有较高的燃烧效率和燃烧稳定性。在预燃室中,全部的液氧以58:1的混合比燃烧,所产生的628.15K 的富氧燃气全部用来驱动涡轮泵的涡轮,然后进入喷注器和燃烧室。NK—33发动机的结构牢固可靠,可实现很高的泵出口压力和14.480MPa 绝压的高燃烧室压力,因此,其面积比可达27:1,可产生2913.57m/s 的海平面比冲和3274.1m/s 的真空比冲。气氧和热煤油喷注器可保证发动机推力降至23%推力水平时仍能稳定燃烧。各次试车之间,无需使用溶解剂清洗 NK—33发动机的零件,也没有发动机零件的碳化现象,这是由于取消了富燃料气发生器和降低推力室冷却套中的煤油温度的缘故。NK—33发动机在用于飞行计划以前进行了充分的试验,共进行了910多次试车,累积点火时间达211,800秒。研制和鉴定完成后,先后共交付了250台 NK—33发动机,可靠性指标达到0.996。已经证实,NK—33发动机是一种高性能的助推发动机。它结构牢固可靠;所采用的技术,到目前为止,未见于美国的发动机。NK—33发动机可凭借低成本和高飞行可靠性改进运载火箭的性能。     

Vinci发动机点火系统研制状况

本文介绍了新型低温上面级发动机Vinci点火系统的研制状况,它的工作原理与当前使用的上面级点火系统不同,该点火系统由火花火炬点火器、点火器高压供应系统和激励器构成.首次介绍了点火器组件的构成,讨论了点火器及激励器试验结果.     

高压液氧供应系统管路设计

高压液氧供应系统是我国压力最高的挤压式液体火箭发动机试验台的关键分系统。在系统设计过程中，通过合理布置管路，设计专用固定支架，采用自然补偿和堆积绝热技术，解决了高压低温推进剂系统管路设计中的难题。该系统顺利通过气密性检查和调试，经多次热试车考核，系统稳定可靠，满足设计要求。     

动态新闻

<正>18t级液氧煤油发动机累计试车达3600s据中国航天报2014年8月19日报道,中国航天科技集团公司航天推进技术研究院研制的18t级液氧煤油发动机1200s长程试车取得圆满成功,验证了发动机长程工作可靠性、极限入口压力及相关飞行程序适应性,确定了18t级液氧煤油发动机试样技术状态。发动机总试车累积时间已达到3600s,标志着18t级液氧煤油发动机可靠性迈上新台阶,为我国新一代运载火箭的顺利首飞奠定了     

对成品供应商控制的实践与探索

简述了对飞机制造企业成品供应商控制的重要性和历史情况以及对供应商控制的难点，分析了公司近年来对供应商控制、评价工作等方面存在的问题和不足，并对供应商控制、评价办法进行了探讨。     

南京禄口国际机场生活饮用水卫生监督技术报告

南京禄口国际机场生活饮用水是由南京市自来水总公司经36公里的专用管道供应，管道材质为国家推荐使用的球墨铸铁管。供水到达机场供水站的蓄水池，加氯后加压输入机场供水管网。机场供水系统概况图1。     

浅谈航空部附件修理

航空部附件修理作为航材供应保障工作的一个重要组成部分,是提高飞机完好率的一项重要措施,是航材筹措的主要渠道之一。航空部附件修理对保持航空兵部队装备完好率、保证作战训练任务的完成,提高部队战斗力起着重要的作用。面对我军航空装备跨越式发展的新形势,如何深化航空部附件修理改革,实现科学、高效、严格、正规的维修保障,提高航材供应保障能力和效益,积极做好军事斗争准备,是摆在各级航材部门和部队面前的一项现实而紧迫的课题。     

状态方程对煤油液滴高压蒸发计算的影响

分别基于RK、SRK和PR等不同真实流体状态方程(EoS)建立了包含亚临界和超临界两种不同机制的瞬态液滴高压蒸发模型。针对我国新一代高压补燃液氧/煤油发动机,对煤油液滴在高压N 2 环境下的蒸发过程进行数值研究,重点分析了不同状态方程对N 2 -C 12 H 26 二元系统高压气液相平衡,及进一步对煤油液滴高压蒸发计算的影响。结果表明：对液滴蒸发速率影响最大的参数是液滴表面蒸气质量分数,而对该参数影响最大的则是所选取的状态方程。基于SRK和PR EoSs的高压气液相平衡及液滴高压蒸发计算结果均与试验数据符合较好,可正确描述液滴高压蒸发特性;而基于RK EoS的相平衡计算结果显著高估液滴表面蒸气质量分数和环境气体溶解度,并低估临界混合温度和偏摩尔相变热,进而在亚临界蒸发状态下高估蒸发速率,在超临界蒸发状态下低估蒸发速率。另外,基于RK EoS的计算中液滴发生跨临界转变所需的环境温度显著低于基于SRK和PR EoSs的。     

煤油燃料超燃发动机燃烧室温度测量与计算分析

为获得超燃冲压发动机燃烧室流场温度分布特性,深入分析发动机工作特性,对马赫数为2.0,总温为1100K,总压为1.0MPa的来流,利用可调谐的相干反斯托克斯拉曼散射（CARS）技术完成了直连式燃烧室流场温度测量;同时对实验状态进行了三维并行数值模拟,对比分析了计算和实验结果的差异。结果表明,隔离段温度的实验测量值与计算结果的最大相对误差约为0.8%;在燃烧室核心流区域,当量比为0.6和0.8两个状态下,实验测量值分别比计算值偏低约40K和150K,相对差异为4.2%和13%;在凹槽回流区内,当量比为0.6和0.8时实验值则分别比计算值偏低约140K和170K,相对差异为11.7%和7.5%。主喷油位置喷入当量比为0.2的燃料对燃烧室区域的温度和压力分布会产生较大影响,但对扩张段及后部区域的推力性能不会产生显著的改变。      

涡轮壳体超高压液气压试验夹具设计

本文根据我厂研制的新型发动机涡轮壳体的整体起高压液压强度试验和气密性试验的技术要求对其所需的试验夹具的设计方案、夹具结构设计、夹具的特点、夹具精度、强度计算及结论等内容进行了具体分析和详细论述.