未来大推力液体火箭发动机的方案研讨

根据未来航天运载系统需求，提出采用液化天然气（甲烷、丙烷）作为大推力液体火箭发动机燃料的问题。重点对若干个三组元液体火箭发动机的系统方案进行分析比较。结论是：采用液氧－碳氢燃料－液氢的三组元、两工况液体火箭发动机是大推力液体火箭发展的新方向，为研制单级入轨的新型运载火箭提供新的系统方案     

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。     

液氧/甲烷/氢三组元推进剂助推发动机设计方案

本丈讨论的是液氧/甲烷/氢三组元助推发动机的设计方案。发动机中采用液氢,可以消除或大大减少由设计高压、重复使用的烃助推发动机而带来的风险。     

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。     

液体火箭用液氧泵和液氢泵

使用液氧和液氢做推进剂能提高液体火箭的性能,因此,日本也期望早日研制液氧液氢火箭。现在,以宇宙开发事业团为主正在研制10顿级液氧液氢火箭发动机。如图1所示,液体火箭发动机的重要组件涡轮泵,是由把贮箱内的推进剂压送到燃烧室中去的泵和驱动泵的燃气涡轮所组成。近年来,由于航天飞机主发动机(SSME)都采用     

液氧/烃助推发动机方案

本文讨论的是用于新型运载火箭的助推发动机方案,这种运载火箭采用高能高密度的烃类燃料。对这些烃类燃料进行了讨论,此外,对发动机设计人员在采用这些燃料时所关心的一些问题也一起进行了讨论。对使用这些燃料的各种发动机方案的特性和它们的物理性能一起进行了比较。初步结论表明,把液氢引入液氧/烃助推发动机能带来许多好处。     

LE/7HL液氧/甲烷发动机研究

本文讨论了把 H-Ⅱ运载火箭一级的 LE-7液氧/液氢发动机的推进剂改为液氧/烃的问题。文章从满足工作条件和可靠性要求出发,对 LE-7只作一些改动,即可用甲烷代替液氢作燃料,从而大幅度降低成本。     

三组元发动机对近地轨道运载火箭的影响

为了指导未来近地轨道运载火箭技术的研制工作,需要对运载火箭作一些研究分析。最近的研究工作已经分析了采用双组元烃类燃料发动机和单独的液氢燃料发动机一起使用的单级运载火箭和两级运载火箭。初期研究工作表明,利用液氢冷却和产生动力的三组元发动机具有极大潜力。本研究报告对双组元发动机和三组元发动机进行了比较。比较结果表明,采用三组元发动机比采用双组元发动机的运载火箭的结构重量轻,双膨胀发动机能使运载火箭的结构重量减到最小。然而,双钟形喷管发动机也能使运载火箭的结构重量减到那么小,而且是一种较容易冷却的设计方案。     

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。     

以火箭-冲压发动机为动力的单级入轨运载器的性能分析

本文分析了以火箭和火箭-冲压发动机为动力的垂直或水平起飞、水平降落、有翼单级入轨运载器的几种设计方案,并对这几种方案的性能和成本做了比较。为此,将原来的有效载荷和使用要求与航天飞机相似的液氢液氧火箭运载器做了一些改动,以便与氢燃料冲压发动机相配合。使用吸气式发动机使燃料消耗量明显地减小,但是重量却增加了,因为增加了冲压发动机,同时为了承受更大的气动载荷和热载荷,一些结构也需要加强。分析结果表明,在起飞重量相同的条件下,使用吸气式发动机的飞行器,整个系统的成本要比火箭系统高百分之十九。但是,由于有效载荷增加,使用吸气式发动机其单位运输成本仍然低于火箭系统。     

液体火箭发动机技术发展的现状及未来

本文从燃烧室压力，系统工作循环方式以及量大推力三个方面叙了世界各国液体火简发动机的技术水平。简单介绍了世界各国液体火箭发动机技术发展的趋势及中国的最新进展的分析了中国液体火箭发动机技术发展的可能前景。     

基于粒子群算法的可重复使用液体火箭发动机减损优化问题研究

针对可重复使用液体火箭发动机起动过程,研究了系统控制输入序列的变化对以涡轮叶片为代表的关键部件累积损伤的影响。在系统性能变化不大前提下,为使瞬间动态过程中涡轮叶片损伤累积较小。从而提高可重复使用发动机工作寿命和使用次数,将系统性能函数和涡轮叶片累积损伤量设为目标函数,应用粒子群算法对系统控制输入序列进行优化设计。仿真结果表明：1）在系统性能函数值相同情况下,控制输入序列引起的涡轮叶片累积损伤大不相同;2）选择优化后的控制输入序列能够实现发动机高性能条件下,降低涡轮叶片累积损伤的目的。     

低冰点推进剂对液体火箭发动机性能影响研究

针对低冰点推进剂在液体火箭发动机性能研究中的重要性,对使用MON25/DT3组合的低冰点推进剂液体火箭发动机的启动过程及稳态过程进行研究.建立了发动机系统的数学模型,采用Matlab/Simulink构造系统的仿真模型.根据仿真结果比较和分析了不同初温的推进剂对燃烧室压强、发动机比冲和推力等各方面性能的影响,得出了这三个参量与推进剂初温的拟合关系式.     

液体火箭发动机寿命可靠性的贝叶斯下限

给出了液体火箭发动机寿命可靠性的贝叶斯下限,并与经典最优正则置信下限和目前工程上采用的置信下限进行了比较,结论是贝叶斯下限合理可用.     

液氢—液氧火箭发动机的推力测量

论述了氢氧发动机与常温推进剂发动机推力测量的不同点，环境影响，低温管路影响，发动机收缩影响及低温调试。针对低温对推力测量带来的影响、提出了解决问题的技术措施。     

液体火箭发动机涡轮泵状态监测与故障诊断系统研究

针对火箭发动机地面试车时间短、工作转速高且重复性不好的特点，根据实时性、有效性、可靠性、开放性与通用性的系统设计原则，研制了火箭发动机涡轮泵状态监测与故障诊断系统－－TCMD2000。该系统采用并行冗余结构，保证同步整周期采样的同时，实现了高速连续数据采集和存储，并应用了进动分析方法提高故障诊断的准确性。对TCMD2000系统进行了发动机试车故障监测考核。结果表明，所研制的TCMD2000系统达到了设计指标，适合火箭发动机的状态监测与故障诊断。在发动机研制过程中，对诊断发动机故障和排除故障发挥了作用。     

火箭发动机起动过程动力学研究

根据新一代液体火箭发动机特点,建立系统主要组件的动态数学模型。考虑推进剂的低温特性,对发动机的起动过程进行了仿真研究,计算方法采用龙格-库塔法。仿真结果表明数学模型合理,从而为判断系统能否稳定工作提供依据。同时也为发动机设计、改进和试验提供一定的指导意义。     

液体火箭发动机启动过程检测研究

建立了火箭发动机启动过程的RBF神经网络模型,将神经网络辨识方法与包络线方法结合,提出分层次检测方案,并根据大型液体火箭的故障仿真结果进行了仿真实例验证,较好地验证了检测方案及模型的有效性和实用性.     

喷射成型高强度铝合金在固体火箭发动机上的应用

将喷射成型高性能铝合金,用于固体火箭发动机的结构材料.计算与试验结果表明,喷射成型铝合金的室温比强度高于传统铝合金、钢,在试验所选定的部件上替代传统材料,用于固体火箭发动机的构件,通过了各种性能检测,减重55%~69%,表明喷射成型高性能铝合金在固体火箭发动机上应用前景广阔.