航天飞机主发动机高压涡轮泵工作寿命的改进

当前航天飞机主发动机第一阶段发动机已经验证在高达104％额定功率下具有极好的飞行性能。早期在109％额定功率下作的鉴定试验表明,高压涡轮泵的工作寿命受到一定限制。第二阶段发动机研制计划自1983年以来一直在进行着,旨在提高工作寿命并提供附加余量。本文中介绍了航天飞机主发动机第一阶段发动机的研制历史和第二阶段发动机的设计和结果,以及高压涡轮泵工作寿命极限及其需大量维护的关键部件的验证情况,并概述了第二阶段发动机的设计改进、基本分析和试验结果。此外,在本文中还讨论了正式的鉴定试验计划。高压燃料涡轮泵已作了改进,以便减低涡轮工作温度,延长一、二级涡轮叶片的工作寿命并减小金属板维护工作量。高压氧化剂涡轮泵也作了改进,以便改进轴承工作寿命并消除次同步旋转问題。对于这些改进以及为了快速评估其优点而设计和使用的专用仪表都作了详细讨论。     

航天飞机主发动机高压液氧涡轮泵的氦气缓冲面密封件的设计与分析

气体缓冲密封件中有一种是由两个相对配置并各与一个单独轴环配合的流体薄膜面密封件组成。缓冲气体由外径处引入,通过每个密封件的径向间隙流向内径处两个相对而又隔开的环境中。对于应用于航天飞机主发动机液氧涡轮泵的氦气缓冲密封件的这种安排作了研究。考虑过各种面密封件结构,从中选择出自激励流体静力型和螺旋形槽几何外形两种作进一步评估。确定了流体薄膜特性、动态响应和热弹性变形。因为存在非常高的温度梯度,涡轮侧密封环的变形过度。此外,无论从哪个方面来考虑,其性能都很好。     

航天飞机主发动机高压氧化剂涡轮泵4号轴承组件中的冷却剂流量和传热分析

采用PHOENICS程序来模拟通过航天飞机主发动机高压氧化剂涡轮泵4号滚珠轴承组件的液氧流量。PHOENICS的机体配合坐标系能被用来建立几何图形的精确模型。用此模型说明的效应有计算转数、液氧的粘滞加热以及液氧沸腾引起的两相流效应等。采用一种单独程序来说明滚珠轴承内的热传导现象。此单独程序与PHOENICS流量和传热分析相配合。求解了液氧冷却剂的速度场和温度场以及滚珠温度。预计的滚珠温度表明,冷却剂在邻近滚珠表面的区域内发生沸腾现象。     

航天飞机主发动机产品的改进

航天飞机主发动机的现行设计已通过了11个回合的鉴定。截止1985年5月,在1200次试验中发动机累计试验时间250000秒。在航天飞机17次成功飞行中有51台次发动机作了飞行。在此基础上,正在洛克达因进行两项改进计划旨在改善燃气流动和评定各项设计改进。介绍了称之为阶段Ⅱ~+和工艺试验台前驱计划的这两项计划。阶段Ⅱ~+计划的任务是研制一两管式燃气集合器。前驱计划的任务则包括对大喉部的主燃烧室进行评定;对无隔板的主喷注器进行燃烧稳定性试验;生产-实验性无焊缝的热交换器管子;生产与试验改进入口的高压氧化剂涡轮泵;研究与试验起动与关机时减小瞬态温度的方法。     

航天飞机主发动机故障原因分析

为了研制航天飞机推进装置故障早期发现自动系统,马歇尔航天飞行中心对航天飞机飞行或试验过程中出现的故障进行了大量的研究工作。     

航天飞机主发动机涡轮叶片的简化循环结构分析

在可重复使用的航天推进系统中,为满足高压涡轮泵叶片的安全性和耐用性要求,使用了各向异性高温合金。本文对NASA刘易斯研究中心提出的一种非弹性结构分析简化方法在各向异性部件上的应用进行了评价。这种方法以用弹性有限元法计算的临界裂纹起始位置处的总应变曲线作为输入,对航天飞机主发动机的第一级高压燃料涡轮泵叶片进行了循环热交换分析和结构分析。叶片材料为定向凝固MAR-M246合金(镍基高温合金)。本分析以试验台样机的典型循环试验为基础,用MARC非线性有限元计算机程序和简化方法计算了叶剖面临界位置的应力-应变曲线。还分析了人为降低材料的屈服程度,导致塑性应变增大,以增加问题的严重程度。由两种方法计算出的应力一应变预计值很一致。简化分析所用的时间仅为非线性有限元分析所用的中央处理机时间的0.02％(弹性有限元分析为5％)。     

航天飞机主发动机故障诊断专家系统

航天飞机主发动机(SSME)故障的早期检测与诊断是很重要的,由此可以有充足的时间防止故障发生和采取纠正措施。因为象SSME这样一个复杂系统中的绝大多数故障发生很快,早期地、及时地检测和诊断这些故障对航天飞机的生存是至关重要的。我们设计了一个专家系统,可以自动学习、检测、识别、证实和纠正异常的推进器系统动作。本文详述了这种专家系统自动训练方面所采用的新颖的机器学习方法。     

LE—7发动机液氢涡轮泵研制中的问题

日本ＬＥ－７发动机的液氢涡轮泵在研制过程中多次出现问题，经对涡轮叶片、叶轮、导流叶片、轴系做了大量修改和试验后得到解决。     

航天飞机主发动机的工作情况

总结了航天飞机主发动机的性能、维护、使用寿命以及在17次航天飞机发射中的工作情况。     

改进型航天飞机主发动机稳定性试验

为了提高大型氢/氧发动机推力室燃烧稳定性方面的技术,在马歇尔飞行中心的先进试验设备上对航天飞机主发动机进行了稳定性鉴定试验。马歇尔试验计划的目的是研究改进型航天飞机主发动机的燃烧稳定性。这种改进型航天飞机主发动机取消了飞行型推力室的全部稳定装置,而推力室喉部面积比飞行型航天飞机主发动机推力室的加大了12％。在8次热试车的启动瞬间和进入主级工作阶段,利用两个稳定性鉴定快速压力振荡器或称为脉冲枪,打算在燃烧室內激发起声振振型。利用高频测试设备测定压力振荡并确定燃烧室的稳定工作范围。利用衰减时间判定燃烧室的稳定特性。为了确保操作安全并保护试验件不受破坏,我们采用了一种危险界限制度。由于燃烧过程的阻尼特性极大, 所以, 在燃烧室内不能激发起明显的声振振型,而且,包括机械振动在内的全部振动都会衰减到化学推进情报机构(CPIA)对每一种燃烧室振型要求的范围内。本报告介绍了该项计划的成果,讨论了所得到的数据的使用价值,介绍了稳定性鉴定装置的尺寸和安装位置,介绍了分析方法和试验结果。     

双临界截面航天飞机主发动机热试车

本文介绍了美国下一代航天飞机主发动机研制情况,给出了性能试验参数,还探讨了有关热交换理论问题。被研究的主发动机有两个燃烧室,两个临界截面,在轨道上可任意改变所用燃料的浓度,能有效地加大喷管,并在宽范围内增加推力。     

LE－7发动机液氢涡轮泵研制中的问题

日本ＬＥ－７发动机的液氢涡轮泵在研制过程中多次出现问题，经对涡轮叶片、叶轮、导流叶片、轴系做了大量修改和试验后得到解决。     

航天飞机主发动机用弧焊机器人的研制

由于航天飞机有效载荷大,可靠性高,并且能多次使用,所以对航天飞机主发动机的焊接质量提出了很高的要求。随着工业机器人的出现,航天飞机主发动机生产中可以用自动焊接代替手工焊接。建立传感器系统与电脑一起来控制焊接过程。本文讨论了航天飞机主发动机生产中弧焊机器人的使用过程。