日本7吨推力氢氧发动机用涡轮泵的试验

一、概况日本在研制氢氧发动机方面,已建立了由航空宇宙技术研究所、宇宙开发事业团和东京大学宇宙航空研究所三家协作的联合体制,并开始走上了三家在计划、研制和研究成果互相通报的轨道。东京大学宇宙航空研究所以这次推进会议为中心,发表了自己的研究成果。这里,我们不妨再回顾一下正在研制中的液氢液氧涡轮泵的研制方针和开发经过。     

氢氧涡轮泵用箔片轴承的试验研究

轴承问题是氢发动机涡轮泵研制过程中遇到的关键技术之一,往往由于轴承的故障导致试车的失败。因此,这个问题一直是有关人员十分关心和重视的。箔片轴承具有高速、长寿命,高可靠等特点,就它的性能,结构和工作原理,设计方案理论计算及结果进行了叙述,期望用箔片轴承现代现在在火箭发动机涡轮泵上的滚珠轴承。     

固体燃料燃气发生器空气涡轮冲压发动机

本文讨论1)用固体燃料燃气发生器(Solid Fuel Gas Generator—SFGG)驱动机轮压缩机的空气涡轮冲压发动机(Air Turbo Ramjet—ATR)的工作循环,2)确定发动机结构和预仨设计和非设计状态性能的计算机程序,3)供验证ATR和SFGG系统工作循环用的ATR试验发动机。     

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。     

氢氧火箭发动机涡轮泵支撑结构随机振动分析对比

在以往发动机涡轮泵支撑结构设计经验基础上,参考各型号发动机的相关结构确定出便于计算且相对简化的铰接与焊接涡轮泵支撑结构,简化后的结构相互之间更具可比性,可更直观地计算出两种结构在随机振动环境中的优劣。最后得出随机振动环境中基于关节轴承形式的铰接涡轮泵支撑结构更具优势的结论,可在氢氧火箭发动机中推广使用。     

氢氧火箭发动机高速氧涡轮泵转子动力学特性研究

转子动力学问题是液体火箭发动机研制中最复杂的问题之一.为了保证高速转子的稳定工作,必须对转子进行动力学设计计算和试验研究.对氢氧发动机高速转子的结构设计、临界转速计算和转子动力学的动态特性试验研究等内容进行了介绍.     

大推力氢氧火箭发动机液氢多级泵仿真与试验

作为火箭发动机的心脏,高效高扬程液氢多级泵的研制具有重要意义。对一种包括高效高扬程离心叶轮、低损失级间流道及进出口壳体的液氢多级泵进行研究,通过CFD对整个流体域进行仿真,并采用水力试验进行验证,分析了该泵的水力性能和汽蚀性能,验证了该泵设计合理,能够满足大推力氢氧火箭发动机使用需求。     

航天飞机主发动机涡轮泵用试车台

美国联合飞机公司普拉特·惠特尼飞机分公司1989年8月31日宣称,该公司已经开始使用重新整备过的现代化的火箭试车台进行一系列检验试验。该试车台是为航天飞机主发动机预备涡轮泵试验设计的。预计在1989年年底以后可供涡轮泵进行试验.     

氢氧膨胀循环发动机推力调节技术研究

介绍的氢氧发动机采用先进的闭式膨胀循环方式,具备60%～100%推力调节能力。发动机推力调节技术研究主要包括推力调节方式选择、电动调节系统产品研制、调节过程模型在环仿真以及调节过程硬件在环仿真等工作。通过上述研究工作,验证了提出的方案能够实现发动机60%～100%的推力调节范围,能够实现推力调节过程中推力、混合比的联合控制。     

未来大推力氢氧发动机方案初步探讨

针对未来运载器对动力系统的需求,提出中国下一代大推力氢氧发动机的发展设想,对发动机系统方案、性能参数、动态特性和可靠性等方面进行了初步设计和分析比较。结果表明,所选择的发动机系统方案的可靠性、经济性和系统性能符合未来大推力氢氧发动机的技术发展趋势。     

燃气涡轮发动机出现的新技术

介绍了燃气涡轮发动机研制方面出现的新技术,包括陶瓷基、金属基和聚合物基复合材料、陶瓷轴承、固态润滑剂和超高速发电机/电动机等。论述了各种新技术与无人驾驶飞行器间的协同作用。     

美国研制通用涡轮先进燃气发生器

通用电气公司和爱理德·西格诺公司的发动机分公司(以前的Garrett)声称,根据它们的通用涡轮先进燃气发生器(JTAGG)计划试制的第一台样机目前已完成了试验。这种三军通用的JTAGG是旨在发展高效发动机的美国一体化高性能涡轮发动机技术(IHPTET)研究的一部分. 第一台核心发动机样机1992年1～5月间进行了试验,共试车51次,运行时间超过51小     

小型高推力空气涡轮冲压发动机

研究了空气涡轮冲压发动机的高推力小型化结构要素，明确了各要素的性能。对该发动机进行了地面静止试验。确认了作为推进系统设计的可行性。介绍了试验用发动机概况、试验方法与试验结果。     

先进小型燃气涡轮发动机用双射流气动喷嘴

目前正在研制一种用于先进的军用小型燃气涡轮发动机的新型一射流气动喷嘴。这种喷嘴在提高发动机点火性能和燃烧空油气比方面有很大潜力。它有以下三个特点：１）燃烧室中离心式喷嘴和两个气动喷嘴将一体化为一个功能单元；２）最小的燃油通道大于０．４５ｍｍ；３）主流区和喷射流谱的结合和优化显著改善了燃烧空油气比。设计并测试了９个这种喷嘴的研究构型。对有效流区、射角、雾化质量和空气速度进行了测量，并由此判别设计方案的优劣。在环境条件下，对燃烧室前部单喷嘴构型中最佳者进行了点火及贫油熄火测试。最佳喷嘴设计在压降为３１２Ｐａ、每个喷嘴燃油流量为０．６８１ｋｇ／ｈ的情况下仍可点火。     

加快大推力氢氧发动机研制迎接21世纪

回顾了各轩氢氧发动机的发展概况,对我国的现状和差距作了比较。提出了应加快我国大推力氢氧发动机的研制,并积极开发各项先进技术的预先研究工作。     

小型燃气涡轮发动机的测量问题

在燃气涡轮发动机的研制中,测量的主要目的是估计性能和检验机械的完整性。虽然在不同的计划里测量的最终目的是相似的,但零部件的尺寸可以影响其使用方法。传感器尺寸、气流堵塞和导线走向常常带来难以克服的困难。对高转速的小燃气涡轮发动机将带来更多的困难。而且,在大发动机中不难测得的参数,在小发动机中会变成关键参数。本报告将报道加雷特涡轮发动机公司(GTEC)研制过程中的测量成果。成果之一是,计算机控制执行机构和数据采集系统的研制和实施及其较传统数据采集系统的优点。本文说明系统所采用的测量方法和采集的典型数据,并讨论了第一代产品的缺点和第二代产品的改型建议。     

航天飞机主发动机涡轮泵的设计

本文提出了航天飞机主发动机涡轮泵的特殊限制条件。列出了涡轮泵的工作要求并讨论了为满足施以限制条件的发动机系统的性能要求而形成的机械和流体动力的设计特点。     

航空航天燃气涡轮发动机用起/发电机技术及发展趋势

介绍了航空航天燃气涡轮发动机及其应用,航空航天燃气涡轮发动机用电机的分类,各类电机的基本结构、原理、用途、工作条件、特点和特殊要求。论述了发动机用电机发展趋势,包括美国三代起动发电系统的发展,全权限数字控制系统与抗短路交流发电机,无刷化、高功率密度起动/发电双功能电机系统等。     

日本氢氧火箭发动机基础实验研究

一、前言继美、法等国之后,日本在宇宙空间技术研究方面也开始研制氢氧火箭发动机。在1971～1975年预研阶段中曾进行过多次发动机的燃烧试验。目前已着手进行7吨推力和10吨推力氢氧发动机的组合件设计和试验,并预计在1982年左右将实用型10吨推力泵式氢氧发动     

弹射系统用的燃气发生器

本文介绍了潜地弹道导弹用的燃气蒸汽式弹射装置,主要介绍使用固体燃料燃气发生器的燃气蒸汽系统。文中还介绍了利用第一级固体燃料药柱燃烧生成物的可能性,也就是说,把这种发动机作为燃气发生器来利用。