大推力氢氧火箭发动机试验噪声治理技术概述

在大推力氢氧火箭发动机试验中,噪声问题越来越突出,有必要对其采取噪声治理措施。总结大推力氢氧火箭发动机噪声治理的难点和影响大推力氢氧火箭发动机噪声治理的因素,介绍大推力氢氧火箭发动机高空模拟试验和地面试验的降噪方法,并对喷水降噪后进一步的噪声治理措施给出建议。     

一种倾斜式中小推力火箭发动机试车架设计

火箭发动机热试车试验需要在试车架上进行,但目前采用的试车架存在占地面积大或结构复杂、建设成本高的问题,不适合中小推力火箭发动机试验。为解决这些问题,该文提出一种操作简易、成本低廉的倾斜式中、小推力火箭发动机试车架设计方案。试车架采用简支框架结构设计,通过强度仿真完善设计方案;根据工程经验,选配性能稳定的推力传感器;采用流体仿真(CFD)模拟试验火箭发动机的燃气羽流场来设计与试车架相匹配的燃气导流槽。在试车架安装调试后,进行火箭发动机热试车试验,结果表明火箭发动机的推力轴线偏差满足指标要求,推力传感器测试正常。     

箭橇一体化设计方法研究

本文采用一种新型设计思路进行火箭橇设计,将助推用火箭发动机壳体设计为火箭橇主梁结构,并利用简单整流结构将火箭发动机壳体与火箭橇试验滑靴联结组成火箭橇试验橇体,大幅度降低了火箭橇体质量,减小了火箭橇滑行过程中的空气阻力,有效地提高了火箭橇推重比.此方法研究的火箭橇可以作为高Ma数火箭橇试验平台进行重复使用.     

箭橇一体化设计方法研究

本文采用一种新型设计思路进行火箭橇设计,将助推用火箭发动机壳体设计为火箭橇主梁结构,并利用简单整流结构将火箭发动机壳体与火箭橇试验滑靴联结组成火箭橇试验橇体,大幅度降低了火箭橇体质量,减小了火箭橇滑行过程中的空气阻力,有效地提高了火箭橇推重比．此方法研究的火箭橇可以作为高Ma数火箭橇试验平台进行重复使用．     

发动机试验测量系统现场校准技术研究

主要叙述了液体火箭发动机试验测量系统校准现状,针对液体火箭发动机试验专用测试系统的特点,研究了现场多通道校准技术,制定了发动机试验专用测试系统的现场校准方案。     

火箭发动机壳体开裂原因

某火箭发动机壳体在进行静力试验时发生开裂,通过化学成分分析、力学性能测试、金相检验、断口分析等方法,对壳体的开裂原因进行了分析。结果表明,成分偏析导致壳体在旋压过程中产生微观缺陷;在水压试验过程中,水中的活性离子会加速裂纹的扩展,导致壳体在静力试验时发生氢脆和应力腐蚀开裂。     

应力波技术的液体火箭发动机试验应用研究

为了提升液体火箭发动机早期故障识别能力与效率,提出一种基于应力波技术的发动机涡轮泵故障检测方法.介绍了应力波信号的产生机理、获取途径和检测原理,针对液体火箭发动机试验特点,研究了应力波检测技术在低温环境下进行应用的解决方案,搭建了用于YF-XX发动机涡轮泵故障模式识别的应力波检测系统.经过试验测试表明,应力波信号的分析...     

液体火箭发动机地面试验测量系统可靠性评定

为解决液体火箭发动机地面试验测量系统可靠性评定信息不全面的问题,对影响液体火箭发动机地面试验测量系统评定的因素进行分析。首先,将性能可靠性指标和功能可靠性指标作为测量系统可靠性的衡量标准,给出了液体火箭发动机地面试验测量系统可靠性的定义。然后,将测量系统不确定度作为性能可靠性指标纳入测量系统可靠度评定体系,建立测量不确定度与经典可靠性之间的联系;将分系统单元失效次数作为功能可靠性的评价指标,制定融合多源可靠性信息的系统可靠性评定策略。之后,阐述了可靠性数据收集、可靠性信息转换、可靠性信息综合、金字塔式系统可靠性评定和基于专家线性加权的可靠性评定的原理及实现方法。最后,以某型号液体火箭发动机地面试验测量系统为例,评定测量系统的可靠性,结果显示融合多源可靠性信息的金字塔式综合评定法能够准确分析液体火箭发动机地面试验测量系统可靠性,基于专家线性加权信息融合评定方法能够定位系统中的重点关注对象,查找薄弱环节。研究成果为行业内技术人员研究、评定测量系统可靠性提供了新的思路和方法,对于提高型号产品质量、测量数据质量和系统可靠性具有重要意义。     

某型氢氧火箭发动机射前预冷改进方案试验研究

为了简化射前操作流程,提高火箭发射可靠性,开展了针对某燃气发生器循环氢氧火箭发动机的射前预冷方案改进研究。研究使用了两台真实发动机,在向下倾斜45°的试验台上进行了8次真实介质下的预冷试验,其中6次进行了模拟任务剖面的预冷和点火试验。试验表明,某型氢氧火箭发动机射前预冷由增压预冷改进为大流量自流预冷的方案是可行的,改进后预冷时间能够满足发射流程的要求,可以最大程度上避免液氧供应管路发生"间歇泉"不稳定现象。通过模拟任务剖面进行预冷试验,表明发动机点火前氢、氧系统均能达到预冷好条件,但氧涡轮端轴承后温度比改进前偏高。6次点火试验表明,改进后的射前预冷方案未对发动机点火、起动过程造成明显影响。     

固体火箭发动机粘弹动力学研究

用有限元法通过复特征值分析,建立了固体火箭发动机振动特性分析的复特征值法和直接频率法两种计算模型。用其计算固体火箭发动机弯曲振动的固有频率、振型及阻尼、并进行试验验证,得到了较满意的结果。     

电推力器电磁辐射测试透波副舱性能评价

为了获得电推力器工作时的电磁辐射干扰（EMI）数据,通过试验对电推力器的电磁辐射开展测试,测试时推力器必须工作在具有良好透波性的真空副舱内,根据此需求研制了一种集成于现有不锈钢真空室主舱的玻璃纤维透波副舱,针对研制的透波副舱设计指标,提出了从透波率、工作热特性和系统极限真空等方面开展透波副舱综合性能评价的方法。通过测试获得的透波副舱工作特性以及分析评价结果,为透波副舱用于推力器产品电磁辐射试验提供了可靠依据。     

真空舱背景压力对离子推力器栅极系统工作性能影响的数值模拟

离子推力器地面寿命试验中,真空舱背景压力是影响推力器性能的重要因素之一。采用二维PIC/MCC方法对栅极系统受背景压力影响进行研究。模拟得到了20 cm离子推力器不同背景压力下栅极系统的电势分布、束流离子空间分布、单位时间内碰撞到加速栅极孔壁和下游表面的交换电荷数目、加速栅极电流等。计算结果与试验测得值很吻合,加速栅极下游表面的溅射腐蚀受背景压力的影响大于其孔壁腐蚀影响,考虑试验成本,可将地面试验真空舱背景压力设为5×10-4Pa。     

真空舱几何结构对离子推力器背溅射沉积影响的计算研究

有效降低溅射沉积影响是离子推力器地面寿命试验需要解决的关键技术问题。本文建立了真空舱壁上溅射物沉积到离子推力器表面的计算模型。结合LIPS-200推力器束流特性和石墨材料内衬,应用该模型分别计算和分析了平面靶圆柱型、平面靶圆锥台型、球面靶圆柱型、凸锥靶圆柱型、凹锥靶圆柱型五种真空舱几何形状与尺寸对离子推力器背溅射沉积的影响关系规律,得到了对具体设计LIPS-200推力器寿命试验真空舱具有指导作用的重要结论。     

Vacuum Challenges for Ion Thruster Testing

Electrical propulsion is the keyword for nowadays movement of space vehicles. Ionized particles, usually xenon ions, are accelerated by thrusters in an electric field. State-of-the-art xenon thrusters emit a gas flow of 0.1 to 10 mg/sec. In order to maintain a high vacuum pressure at this flow in thruster test chambers, a large pumping speed is required, often in the range of 10'000 to 100'000 l/s for xenon. The advantage of a large ion mass for the propulsion system is a major challenge for vacuum pumps. Leybold has developed an optimized and simple cryogenic solution for Xe pumping. Strong single-stage Gifford-McMahon type cold heads carry metal discs which condense the Xe gas with a pumping speed at the edge of the theoretical limit. In this work, we will present the whole vacuum system for a thruster testing facility.     

Development and testing of a new thrust stand for micro-thrust measurement in vacuum conditions

A miniature thrust stand in man-made vacuum environment, based on the principle of leaf spring bending deformation, capable of supporting testing of thrusters having a total mass of up to 300 g and producing thrust levels between 1 μN and 760 μN has been developed and tested. A case-study measurement was conducted for a Colloid Micro-Newton Thruster (CMNT) to investigate the feasibility of the proposed system under vacuum conditions. Displacement of the leaf spring deforming was measured using a linear capacitive displacement sensor (LCDS). An in situ calibration rig allows for steady-state calibration before, during and after thruster operation. To validate this method, extensive thrust measurements were carried out on a colloid thruster that produces μN magnitude level thrust under vacuum conditions. Results show that the measurements were very repeatable, producing results that compare favorably with measured data with an uncertainty of approximately 10%.     

离子推力器非预期电击穿的主要诱发因素及机制

离子推力器的非预期电击穿直接影响其工程应用的工作可靠性。在阐明非预期电击穿基本问题现象及后果的基础上,从电极表面金属微凸结构、低气压环境、等离子体环境、电极间漂浮颗粒物、电极间绝缘体(层)等五个方面梳理了诱发非预期电击穿的主要因素;针对主要诱发因素具体讨论了场增强电子发射、低气压放电、材料热蒸发及电离、电子反流、带电粒子碰撞、阴极表面电弧、绝缘体表面闪弧、绝缘层损伤等导致电极间局部或整体电击穿的机制,简要展望了离子推力器非预期电击穿问题的深化研究主要方面。     

离子发动机栅极组件的热应力分析

离子发动机栅极组件的热应力、热形变分析是栅极组件工程化设计的重要内容之一。建立了栅极组件热应力分析模型和计算方法。针对20cm氙离子发动机钛栅极组件的结构,具体进行分析计算。结果表明,钛栅极组件的热应力满足工程应用要求。     

霍尔推力器性能评估技术及概况

以SPT-100稳态等离子推力器为研究对象,结合国外实验情况,计算推力器比冲,发现效率的改变与推力器运行参数有关。推力器压力的升高会导致流率的升高,而流率的变化与放电电压和漂浮电压无关。通过研究获得更大的推力和更高的比冲。     

离子发动机空心阴极失效形式分析

空心阴极是离子发动机关键部件,研究其失效形式,对提高离子发动机的可靠性有重要意义.介绍了离子发动机空心阴极的工作原理,分析离子发动机空心阴极的主要失效形式,并根据分析结果,提出了一系列提高离子发动机空心阴极可靠性的途径.     

栅极系统电子返流对离子推力器寿命影响

栅极系统电子返流是离子推力器寿命的主要失效模式之一。以20 cm Xe离子推力器地面运行测试数据为基础,结合离子推力器栅极系统电子返流失效机理,预测了离子推力器在地面测试环境中和空间飞行环境中栅极系统电子返流对寿命的影响。预测结果表明:20 cm Xe离子推力器在地面试验环境中和空间飞行环境中的预期寿命分别为6 600 h和17 000 h。