试车台液氧流量测量及原位校准技术研究

基于试车台液氧流量测量精度提升的需求，开展了液氧流量测量及原位校准技术研究，针对某新建液氧煤油发动机试车台分析了以分节式电容液面计为基准的试车台液氧流量原位校准过程、液氧供应管路流场分布、液氧温度测量、涡轮流量计结构优化等因素对流量测量准确性的影响，开展了液氧流量测量系统设备结构和工艺流程的优化改进，规范了原位校准过程及温度修正、压力修正、容积修正等数据处理方法。通过原位校准试验获得了试车台液氧管路涡轮流量计特性参数，应用于YF-100系列发动机试车，流量测量天地一致性良好，对准确评价发动机性能和火箭总体弹道设计具有重要意义。     

液氧/甲烷膨胀循环发动机研究

通过研究国外液氧/甲烷发动机技术的发展和现状,在中国首台氢氧膨胀循环发动机技术基础上,进行换甲烷推进剂的演示试验,结合试验结果及低温发动机研制基础,提出8吨级甲烷膨胀循环发动机的系统方案及关键技术。     

液氧甲烷发动机重复使用关键技术发展研究

重复使用运载器对动力系统的安全性、可靠性、使用成本等方面提出很高要求。液氧甲烷发动机重复使用性好、使用维护方便、性能高,综合性能良好,是重复使用运载器推进系统的理想选择之一。分析了液氧甲烷发动机的技术特点与优势,介绍了中国为重复使用飞行器研制的60吨级低成本、高可靠液氧甲烷发动机关键技术研究情况。通过试验研究,验证了液氧甲烷火箭动力具有良好的性能、高可靠性与多次重复使用能力。     

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。     

新型复合材料液氧贮箱试验成功

NASA和洛克希德 -马丁公司共同研制了一种新型的、与液氧相容的复合材料制成的缩比尺寸低温贮箱 ,并成功地对其进行了首次试验。洛克希德 -马丁公司负责设计和制造复合材料液氧贮箱 ,NASA在阿拉巴马 Huntsville马歇尔航天飞行中心对其进行了试验。复合材料液氧贮箱在液氧中成功地完成了初阶段的防漏试验。试验时 ,复合材料液氧贮箱承受了相当于运载火箭上的液氧贮箱所经受的温度和压力环境。该贮箱还将在马歇尔飞行中心经受寿命周期试验来验证其执行飞行任务的能力。NASA复合材料性能研制中心的计划经理 MichaelPhipps说 :这标志着航…     

液氧/甲烷膨胀循环发动机启动过程研究

针对某型氢氧膨胀循环发动机直接换甲烷技术可行性进行研究。在氢氧膨胀循环发动机系统构成的基础上,通过启动仿真计算分析液氧/甲烷膨胀循环发动机上的启动特性,确定试验方案,进行点火试验。依据试车数据,进行比较分析,对仿真模型进行修正,为后续液氧/甲烷膨胀循环发动机的研究奠定理论基础。     

氢喷前温度递降对液氧/气氢燃烧特性的影响

为了研究氢喷前温度对液氧/气氢同轴直流式喷嘴燃烧特性的影响,分别通过单喷嘴热试验和缩比喷注器热试验两种途径,对氢氧发动机推力室用大流量喷嘴进行了氢喷前温度递降试验.其中单喷嘴热试验中氢喷前温度范围90～230 K,在温度递降过程中未发生不稳定燃烧.缩比喷注器热试验中氢喷前温度范围65～145 K,在温度递降到70 K时激发了不稳定燃烧.研究表明:液氧/气氢同轴直流式喷嘴燃烧存在一个稳定工作氢温的下限,如果在低于该下限的温度下工作,则将激励燃烧不稳定性.所选用的大流量喷嘴具有一定的燃烧稳定性裕度,氢喷前温度递降试验可以作为氢氧发动机燃烧稳定性评定的一套可行方法.     

航空喷气公司进行液氧/甲烷火箭发动机高空试车

2010年5月5日,美国航空喷气公司(Aerojet)在美军白沙导弹试验场成功完成了推力为2.5 t的液氧/液态甲烷火箭发动机的高空试车。该发动机是航空喷气公司研制的第1代液氧/甲烷发动机,隶属于NASA探索技术发展计划中的先进低温推进和发展项     

浸入式超低温压力传感器的研究

在航天液氢/液氧发动机测控领域,实时获取准确的低温推进剂管路压力参数至关重要。为提高低温压力参数测量的准确性,研制了一种浸入式超低温压力传感器。该压力传感器敏感膜片集成了应变电阻、灵敏度温度自补偿电阻和测温电阻,通过灵敏度温度自补偿技术、压力/温度复合测量技术,实时对产品零点及灵敏度温度误差进行原位补偿,实现低温推进剂压力的高精度测量。     

液氧／甲烷发动机试车成功

2006年4月17日，由美国国家航天局（NASA）、工业界和美国空军组成的团队对液氧／甲烷发动机成功进行了点火试车。此次液氧／甲烷发动机点火试验是美国迄今为止持续时间最长的一次，试验时间长达103S。这次试验对下一代航天飞行技术研发领域来讲具有里程碑意义。     

液氧冷却燃烧室技术的发展

本文扼要叙述了一个液氧热传导实验研究和液氧冷却燃烧室的试验规划。超临界氧的热传导实验研究是在压力为17～34.5MPa(2460～5000psia),热通量最大为90MW/m~2(55Btu/in~2.s)的条件下进行的。使以前获得的试验数据和最近的试验数据互相关联,从中推导出一个设计公式,该公式能在±30％以内把95％的试验数据关联起来。现已按这种相关式设计了一批供试验用的液氧冷却燃烧室,并投入了生产。为了鉴定液氧冷却燃烧室的设计原理,特制定一个试验规划。试验的目的有两个:一是验证高压液体火箭发动机中的液氧冷却相关式;二是确定液氧冷却剂渗漏所产生的影响。     

欧洲空间局将研究液氧/烃类发动机

欧洲空间局已和欧洲动力装置公司签订了一项价值为170000美元的合同。此项为期11个月的合同的主要内容是评估高性能液氧/烃类发动机作为欧洲下一代运载火箭第一级低温发动机的替换方案的可行性。以欧洲动力装置公司为主合同商,西德MBB和瑞典Volvo两家公司为分承包商,     

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。     

液氧/甲烷小推力发动机及其变推力技术研究进展

小推力液氧/甲烷发动机以及变推力发动机一直是火箭发动机领域研究的热点内容。从推进剂物性和发动机主要部件,包括点火器、燃烧室和推进剂供应系统等方面介绍了液氧/甲烷小推力发动机的研究历史和现状,并对针栓式变推力发动机技术进行了阐述,最后提出了针栓式变推力液氧/甲烷发动机的关键技术和应用前景。     

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。     

液氧/甲烷火箭发动机燃烧稳定性影响规律分析

预防和控制燃烧不稳定性是液氧/甲烷火箭发动机研制过程中的一项重要工作.对液氧/甲烷火箭发动机的燃烧过程进行单相、两相流场数值仿真,分析得到混合比、甲烷喷前温度、液氧雾化直径对发动机燃烧稳定性的影响规律.结果表明:燃烧室内易出现中频燃烧不稳定性;混合比的影响较为明显,对于某一工况,存在易发生不稳定燃烧的混合比区间;甲烷喷前温度的影响较小;液氧雾化直径较小易导致燃烧不稳定,燃烧室喷注器设计时需折中考虑雾化质量与燃烧效率等方面的因素.     

高温气体增压对液氧贮箱壁面温度影响研究

新一代运载火箭液氧贮箱普遍采用高温氦气增压方案,高温气体进入液氧贮箱后对贮箱壁面进行加热,贮箱壁面温度的升高会引起材料机械性能变化而影响贮箱壁厚的设计参数,进而影响到全箭性能。通过研究,提出一种分析高温气体增压下液氧贮箱壁温的一维分布参数模型,使用该模型的计算结果与试验结果吻合良好。以此模型为基础,对影响贮箱壁温的3个主要因素进行分析。     

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     

液氧/烃喷注器的性能与稳定性特性

本文概括地介绍了仅用分析模型和缩尺件试验即可精确确定大型液氧/烃助推发动机燃烧特性的方法,叙述了目前进行的验证本方法的计划以及验证中使用的各种试验件的设计和试验,简述了这些工作中所用的燃烧模型,介绍了说明模型性能的分析结果,提供了表示两种类型的液氧/烃助推发动机喷注器设计之间显著差别的最初的试验结果。     

管路振动试验的低温防护

长征7号、长征5号运载火箭采用煤油/液氧、液氢/液氧等清洁能源作为推进剂,在环境保护、推力水平等方面得到长足的进步,对新型燃料火箭的发展提出了低温管路振动试验的需求。为了液氧/液氢温区管路振动试验的实现,需要对振动设备进行低温防护。从隔热装置、连接装置、防护装置3个方面对常温振动设备进行改进,满足管路低温振动试验的要求。采用低温防护措施后,完成了上百根低温管路的振动试验,为型号研制做出巨大贡献。振动系统的低温防护方法的成功经验可以为其它型号试验提供参考。