液氢用高速接触式机械密封的密封特性研究

一、序论液氢液氧火箭发动机的突出优点是推进剂单位质量具有相当大的推力。但是,研制这种发动机必须解决包括超低温因素在内的各种问题。涡轮泵是减轻推进剂贮箱重量的必要部件,它由输送推进剂的泵和驱动该泵的燃气涡轮     

用于1吨推力级火箭发动机的小型液氧、液氢涡轮泵

本文叙述用于1吨推力级火箭发动机的小型液氧和液氢涡轮泵的设计、制造和试验工作。为应用于膨胀循环的火箭发动机,涡轮泵是单轴型的。涡轮泵的研制工作已于1981年开始,到1983年3月就圆满结束。     

液氧涡轮泵轴密封的密封性能和耐久性

10吨级液氧液氢火箭发动机LE-5正由日本宇宙开发事业团负责研制。用于LE-5的涡轮泵的研究和生产以日本航空宇宙技术研究所为主、宇宙开发事业团协助进行。液氧涡轮旋转轴密封的研制与液氧涡轮泵的研制密切相关,本报告介绍了液氧涡轮泵的旋转轴密封的密封性能和耐久性。液氧涡轮泵的轴密封是由一个液氧密封(端面接触金属膜盒机械密封),一个驱动涡轮的热燃气密封(扇形流体动力周向密封)和氦气吹除密封(双道扇形流体动力周向密封)。其工作参数如下;机械密封的转速为16500转/分,密封液体的压力和温度为15大气压和90K,驱动涡轮的热燃气密封的燃气压力和温度为3大气压和700K,氦气吹除密封的压力和温度相应为3大气压和常温。液氧涡轮泵的轴密封系统在液氧涡轮泵和液氧液氢涡轮泵系统的试验表现良好。试验长达2000秒后的磨损量在允许范围内。密封的耐久性试验在密封试验台进行,其中热燃气密封的结构改变为双道。耐久性试验的工况除了起动和停车外与液氧涡轮泵试验相同。经过长达7000秒的试验,密封性能令人满意。机械端面密封的石墨密封环的磨损量小于10微米,扇形周向密封浮动环的磨损量小于15微米。根据这些试验结果可以确信旋转轴密封的密封性能,耐久性和可靠性完全满足液氧涡轮泵的使用要求。     

液氧涡轮泵的试制研究

一.绪言日本为了发射大型人造卫星,正以宇宙开发事业团为中心实行推力10吨级氢氧发动机开发计划。航空宇宙技术研究所和宇宙开发事业团共同研制液氧/液氢涡轮泵。这种涡轮泵采用独立的双轴燃气串联涡轮结构。现在以航空宇宙技术研究所为主正在研制液氧涡轮泵。以宇     

HM60发动机涡轮泵的初步结构

本文叙述HM60发动机两台涡轮泵的基准结构。液氧涡轮泵由一个诱导轮,一级离心叶轮和单级冲动悬臂涡轮组成。液氧冷却的前轴承位于诱导轮和主叶轮之间,后轴承用液氢冷却,一道氦气吹除密封隔开两种推进剂;氧涡轮泵的轴是亚临界轴。液氢涡轮泵由一个诱导轮,两级离心叶轮和两级涡轮组成;前轴承位于诱导轮和第一级主叶轮之间,而后轴承则在涡轮外侧,两个轴承均用氢冷却。氢涡轮泵的轴是超临界轴。     

涡轮泵装置的修正试验计划

本文对NAS-27794涡轮泵试验计划进行了校订与修正。这篇报告包括以下内容: 1.修正后的液氧涡轮泵研制试验程序。 2.修正后的液氢涡轮泵研制试验程序。 3.液氧和液氢涡轮泵验收试验程序。     

航天飞机主发动机新泵研制受预算缩减冲击

美航宇局研制航天飞机主发动机上的新液氧和液氢涡轮泵的计划已经受到预算压缩的影响。新涡轮泵寿命时间为55次飞行,累计工作时间将近7.5小时,计划于1994年开始使用。虽然新的氧化剂涡轮泵仍能在1994年开始使用,但新的液氢涡轮泵的鉴定计划将要推迟到氧化剂泵通过飞行验证之后,这就大大地推迟了两个涡轮泵一起参加飞行的时间。因为现在的火箭达因公司研制的泵在仅仅经过6次飞行之后即发现过早的磨损而需要进行大修,所以1986年航宇局选择普拉特·惠特尼公司研制新     

LE-5火箭发动机液氧和液氢涡轮泵的研制

宇宙开发事业团从1981年开始研制H-1火箭,这是日本未来的运载火箭。它的第二级采用10吨推力(真空)的液氧和液氢泵压推进系统,该推进系统有一燃气发生器循环的发动机(LE-5)。1977年以来,宇宙开发事业团和航空宇宙技术研究所已经在研制LOX和LH_2涡轮泵系统(双轴串联涡轮)。在1980年成功地完成了涡轮泵系统的全功率闭式回路试验。本文将介绍涡轮泵系统研制方面的进展。     

液氧/液氢推进系统的研制

日本液氧/液氢推进系统(打算用于未来日本运载火箭H-1的第二级)的研制计划,目前正由日本有关火箭技术的三家有代表性的机构,即:宇宙开发事业团,航空宇宙技术研究所和东京大学宇宙航空研究所合作执行。宇宙航空研究所从1975年便开始按照自己的计划进行液氧/液氢推进系统研制性的研究工作,到1980年,七吨级推力的发动机各主要组合件的研制性试验已接近完成。该发动机的推力室为管束式结构,其额定设计性能为:真空推力7000公斤,真空比推力433秒。燃气发生器为侧向出口逆流型式,它由球形燃烧室,12个同轴式喷嘴的喷注器和一个起动活门组成。涡轮泵的结构设计是非常特殊的,它在过去的火箭发动机上从来未曾研制过。液氧泵和液氢泵分别安装在各自的终端,而涡轮装在涡轮泵装置的中央,两台泵各自装在互不相连的两根轴上,因为两个涡轮转子之间没有导向叶片(静子),所以两个转子彼此按相反的方向旋转。固体推进剂燃气发生器用作涡轮的起动器。1980年6月,发动机系统与这些组合件一起组装并进行了试验。宇宙航空研究所在管束式推力室研制的同时,还正在研制沟槽式推力室,此种推力室准备用于未来的高性能发动机,沟槽式推力室的制造采用了扩散焊接工艺。本文介绍了由宇宙航空研究所进行的液氧/液氢推进系统方面的研制现状。     

液体火箭用氢/氧泵诱导轮的抽吸性能

为了减小贮箱压力,要求火箭发动机的涡轮泵能够在低贮箱压力下工作。为此,涡轮泵通常在主叶轮前带有一个诱导轮。因此正确地预测诱导轮汽蚀性能很重要。迄今对在超低温推进剂,诸如液氢、液氧等中工作的诱导轮净正抽吸压头(NPSH)的预测做了不少研究,然而对不同超低温推进剂和不同尺寸诱导轮之间NPSH的预测方面的研究却很少。本文主要涉及这个问题。二个不同的诱导轮,一个用于液氢,另一个用于液氧,用液氮作工质进行试验,第三个诱导轮在不同的转速、流量系数和温度用液氢作工质进行试验。这三个诱导轮的NPSH都是在不同的流量系数下测定的。本文对液氢和液氮的汽蚀热力效应进行了比较,在液氢试验中所得的NPSH测量值和通过液氮试验所得数据所预测的值相当一致。     

液氢涡轮泵用密封件的试制研究

一、绪言目前,日本正在进行研制用于发射大型人造卫星的10吨推力氢氧火箭发动机。航空宇宙技术研究所与宇宙开发事业团共同研究此发动机的涡轮泵。这里介绍的是此研究的一部分,即关于液氢涡轮泵所使用的液氢密封件。     

液氢/液氧火箭涡轮泵轴承润滑性能的改进

日本H-Ⅰ火箭液氧-液氢发动机液氢涡轮泵要求使用新型自润滑式滚珠轴承(角接触式,内径25毫米)。在改进机械结构和用层压玻璃布(聚四氟乙烯粘接剂)制成保持架的基础上,研制了一种新型轴承。这种轴承在运转中,由于玻璃纤维刺穿聚四氟乙烯层,轴承外座圈多次出现温度突升现象。为了消除玻璃纤维突出物,研制了氢氟酸化学处理方法;同时为改善聚四氟乙烯层的附着性,还研制了射频溅散喷涂法。不仅在 H-Ⅰ火箭 LE-5发动机中使用了新研制的轴承,而且还计划在 H-Ⅱ火箭 LE-7发动机中使用这种轴承。     

液体火箭发动机羽烟紫外辐射特性分析

通过分析火箭发动机羽烟的紫外辐射机理,建立了适用于热发射、CO + O 化学发光、OH 自由基化学发光的液体火箭发动机羽烟紫外辐射模型,可以考虑热发射、CO + O 化学发光、OH 自由基化学发光等紫外辐射机理。在分别计算流场和辐射传输的基础上,分别采用二维和三维网格计算流场参数和辐射传输,既节省了计算时间,还可得到羽烟在不同视角的紫外光谱辐射强度分布和二维辐亮度分布。利用火箭发动机羽烟紫外辐射模型,计算了液氢/ 液氧和航空煤油/ 液氧两种双组元液体推进剂火箭发动机羽烟的紫外光谱辐射强度分布和二维辐亮度分布,并以液氢/ 液氧推进剂为例,研究了液体混合比对液体火箭发动机羽烟紫外辐射分布的影响。研究结果可以为紫外导弹预警系统判断导弹所采用的液体火箭发动机类型,以及液体火箭发动机导弹紫外隐身性能的改进提供参考。     

第六章 液氧泵

最普遍用来抽运液氧或气氧的涡轮泵是离心涡轮泵,这种涡轮泵几乎完全用于火箭发动机系统。离心泵还广泛用作地面抽运液氧的设备和作为大流量气氧压气机,凡是需要达到极高     

下一代火箭发动机

本文审察了地球-轨道运载器的推进技术,介绍了向2000年航天技术发展委员会推荐的几种推进系统方案。2000年推进系统的特点必须是可靠的。可靠性将通过结构设计途径及合理的、成本效益高的研制和鉴定计划得到。为改进下一代航天运输推进系统,我们需要挑选几种最好的动力和性能循环系统及发动机方案。这些方案必须有严格要求,以期达到耐用的、可靠的、且有可能提供的推进系统。例如,采用推进剂或者非推进剂流体来做冷却剂和动力驱动的发动机方案,能够满足长寿命涡轮泵所需要的平稳、可控制的发动机启动和低涡轮温度等要求。所审察的方案有:液氧/液氢、液氧/液氢+烃、液氧/液氢+烃+铝的双膨胀发动机,单独的液氧/液氢和液氧/烃发动机及变混合比发动机。本文还介绍了可预见到的,风险度低、操作成本低的全重复使用的推进系统。     

沟槽结构液氢冷却式火箭燃烧器的研究

日本航空宇宙技术研究所的液氧/液氢火箭发动机研究工作,包括涡轮泵装置和燃烧器(译注:此系试验用火箭发动机的燃烧室和试验管路系统的总称)在内,都是和宇宙开发事业团共同搞的。液氢冷却式燃烧器的研究,其目的在于为获得宇宙开发事业团所进行的推力10吨级发动机的研制所需基础资料和冷却设计数据,并通过缩尺模型的研究,积累了综合性     

大直径液氢和液氧管道的冷却

本报告论述了有关M-1试验场E试验区所使用的大型低温推进剂系统的分析研究与操作实践。该试验设施供M-1液氢/液氧发动机燃料和氧化剂涡轮泵组件冷流研制试验,是由航空喷气发动机通用公司AETRON分公司根据航宇局路易斯研究中心和航空喷气发动机通用公司液体火箭发动机试验站共同制定的标准而设计的。在设计工作中,冯·卡曼中心(属喷气通用公司)在热及应力分析方面给予了大力的支持。本报告的大部分涉及在冯·卡曼中心利用航空喷气发动机通用公司的热分析计算机进行的热和应力分析。报告的其余部分涉及液体火箭发动机试验站对加利福尼亚州萨克拉门托城的试验设施所取得的实际操作经验。     

宇航地面设备用的液氢增压泵

引言在火箭推进剂加注过程中,地面设备系统通常很少使用液氢泵输送设备。液氢和液氧不同,绝大部分液氢用挤压的方法从贮存区输送到推进剂贮箱。但是,新的要求促使人们考虑采用增压泵。本文介绍一种液氢输送系统,该系统是以安装在杜瓦瓶内液氢增压泵的设计和研制为基础发展而来的。     

航天飞机主发动机装上改进型涡轮泵

普拉特·惠特尼(P&W)公司已经为航天飞机主发动机(SSME)提供了第一套改进型涡轮泵。 8月27日,当一台液氧涡轮泵运到航宇局(NASA)的John C Stennis航天中心时,这批供货宣告完成。这台液氧涡轮泵将同从5月开始就一直在那里进行试验的P&W公司的液氢涡轮泵接合在一起试验。     

苏联大型运载火箭主发动机

本文介绍了苏联大型运载火箭现有一、二子级推进系统的情况,其中主要包括RD-170液氧/煤油和RD-0120液氧/液氢发动机的设计规范及总结。文中也介绍了发动机研制新的方向,主要是提高可靠性和安全性。另外,也介绍了三组元推进剂火箭发动机的研制工作。