高压多级氢涡轮泵转子动力学设计与试验研究

转子动力学问题是液体火箭发动机氢涡轮泵研制中最复杂的问题之一。为了保证高速转子的稳定工作,必须对转子进行多方面的研究和试验。介绍了在高压多级氢涡轮泵研制过程中转子的结构设计,临界转速计算和转子动力学的试验研究等内容。     

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.     

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。     

氢涡轮泵试验振动分析

防止共振和自激振动是转子动力学设计的基本要求，一般通过理论计算与产物试验相结合来解决，因此氢涡轮泵试验是氢涡轮泵研制工作的重要环节。振动特性是氢涡轮泵的重要参数，通过分析正常的和有故障的氢涡轮泵的试验数据，可以确定振动特性参数和发现可能存在的隐患，以便及早提出修改设计措施，保证研制工作的顺利进行。     

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。     

低温液体火箭发动机氢主阀动态特性仿真分析

低温液体火箭发动机阀门多采用气控菌阀,阀门开关动态特性对发动机启动和关机性能存在重要影响。因此,在设计阶段获取准确的阀门开关动态特性至关重要。针对某型低温膨胀循环发动机氢主阀,采用AMESim仿真软件对其工作过程进行动态特性仿真,以获得阀门启闭动作时间与启闭过程中出口压力变化情况,并将仿真结果与试车数据进行对比,结果表明：仿真结果与试车数据变化趋势基本一致,低温下阀门打开时间变长,关闭时间不变。同时对影响阀门启闭动作时间的参数进行分析,结果显示阀门动作时间随开关作动力增大而减少,随控制腔容积增大而增加。因此,提出的气控菌阀动态特性仿真方法具有较高的可行性和准确性,可用于各类气控菌阀动态特性分析,为气控菌阀设计提供了参考依据,有助于缩短产品研制周期,降低生产成本。     

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。     

火箭发动机涡轮泵振动信号的同步整周期采集

针对火箭发动机涡轮泵测速系统的特点，开发了多倍频分频技术和双阈值触发技术，保证了涡轮泵振动信号的同步、同相基整周期采集，同时消除了转速信号中的局部失真和尖脉冲干扰的影响，提高了转速测量的可靠性。火箭发动机试车实测表明，这两项技术是适用、有效的。     

高压多级氢泵的优化与试验

高压小通径多级氢泵是新一代大型运载火箭上面级液氧/液氢膨胀循环发动机氢涡轮泵的重要组成部分,其功能是将来自储箱的低压液氢增压到系统要求的压力.膨胀循环发动机中氢泵性能的高低对发动机性能影响很大,氢泵必须既有很高的出口压力又兼有较高的效率,否则发动机将无法正常工作.对氢泵流道行了数值仿真计算,提出了优化方案,并进行了多次水力试验验证.试验结果表明,计算与优化的结果是正确的,氢泵的性能指标达到了设计要求.     

空气涡轮固体火箭发动机的研究

介绍了空气涡轮固体火箭发动机（SPATR）的性能特点，以及美国CFD研究公司在总体设计（包括推进剂，涡轮机）上的研究，对验证发动机的试验结果，分析了SPATR发动机应用于巡航导弹拦截弹上的可行性。     

膏体推进剂火箭发动机点火特性

为研究膏体推进剂火箭发动机点火工作特性,推导了膏体推进剂燃面变化模型和各阶段燃面方程,编制了发动机点火特性参数计算程序,计算了不同输运管道孔径以及膏体推进剂初始堆积量下瞬态燃烧室压力。设计了膏体推进剂火箭发动机热试车试验系统,成功进行了点火试验,分析了膏体推进剂火箭发动机点火工作过程中四个阶段的特性。结果表明:燃烧室平均压强的计算结果与试验数据吻合较好,计算误差小于5.7%,该计算程序适用于膏体推进剂火箭发动机点火特性参数计算;膏体推进剂初始堆积量增加一倍,初始压力峰值平均增加42.8%;输运管道孔径减小60%,初始燃烧时间平均减小66.5%,余药燃烧时间平均下降26.1%。发动机点火试验时,减小膏体推进剂初始堆积量,可降低燃烧室初始压力峰、增大稳定燃烧时间,另外减小输运管道孔径,可明显增大发动机稳定燃烧时间。     

小型涡喷转子动力特性研究

某型涡喷发动机在实际试车时,出现振动偏大现象,为了排除故障,对该发动机转子的动力特性进行计算分析.根据实际结构,在ANSYS中建立了有限元计算模型,在此基础上计算了转子临界转速和稳态不平衡响应.分析得到,该转子工作在两阶临界转速之上,且在整个工作转速内没有临界转速点.该分析方法为转子临界转速的计算提供了比较完善的方法,分析结果为发动机安全运行提供了理论依据.     

火箭冲压发动机无喷管助推器分析

介绍了无喷管固体火箭发动机性能计算的基本架设、控制方程和装药燃速的处理,对影响无喷管助推器性能设计的火箭冲压发动机主要要求、影响进行了分析,围绕装药长度、冲压喷管尺寸、推力要求等设计约束条件对无喷管助推器设计的影响进行了分析与计算,给出定量计算结果和研究结论．同时,介绍了一种提高火箭;中压发动机无喷管助推器性能的新方法、新方案：冲压喷管共用结构方案．     

偏二甲肼/四氧化二氮火箭发动机尾焰流场特性三维仿真研究

以偏二甲肼/四氧化二氮（UDMH/NTO）火箭发动机为研究对象,采用κ-ε湍流模型,运用PISO算法分别对发动机内流-场和尾焰流场进行三维仿真。采用相同方法计算液氢/液氧（LH2/LOX）火箭发动机尾焰,仿真结果和试验结果吻合得较好,证明了计算模型的正确性与有效性;同时对比分析了UDMH/NTO发动机与LH2/LOX发动机尾焰流场特性。结果表明,两者具有相似的温度和马赫数变化趋势,但是UDMH/NTO发动机尾焰核心区温度相对较低,而LH2/LOX发动机尾焰将更快衰减至亚声速射流。     

支持向量机在液体火箭发动机稳态段故障检测和诊断中的应用

将支持向量机方法用于某大型液体火箭发动机稳态试车数据的挖掘,建立了多故障分类器,采用23次试车数据对上述挖掘结果进行了测试,将测试结果与人工神经网络方法等所得结果进行了比较.并利用28类仿真稳态故障数据对该方法进行了进一步验证.结果表明,支持向量机方法是一种可基于小样本的、有效的液体火箭发动机故障检测与诊断方法.     

火箭发动机六分力试验系统力学和误差特性

为避免火箭发动机推力偏心测试中不合理的试验台结构方案给测试带来较大的误差,研究了用于测试火箭发动机推力偏心量的六分力试验系统的力学和误差特性.对于给定的方案,根据力学原理按理想状态得到推力偏心与各分力之间的关系,确定了传感器的量程并计算该结构方案中由传感器的精度所引起推力偏心的误差值.对该方案进行了评价.该分析方法为设计合理的六分力试验系统提供了帮助.     

系统动态仿真技术在高压补燃氢氧发动机研制中的应用

介绍了系统动态仿真技术在我国高压补燃氢氧发动机研制中的应用。简要介绍了用于液体火箭发动机系统动态仿真的数学模型的建立和处理。实践结果表明，将系统动态仿真技术应用于火箭发动机的研制中，达到了完善发动机系统配置、优化发动机系统构成、指导发动机进行冷态试验和制定发动机的启动、关机时序的目的，为我国高压补燃氢氧发动机的研制起到了重要作用。     

固体火箭发动机水下工作推力特性的实验研究

为了研究固体火箭发动机水下工作时燃气射流流场及推力特性,在连接船体升降平台上开展了火箭发动机水下工作的实验研究。采用高速摄像系统观察了喷管燃气射流在开阔水域的扩展过程,获得了水下燃气射流形态演化过程;对水下火箭发动机的燃烧室压强及推力进行了测量,对比分析了在10 m、30 m、50 m三种水深条件下不同装药火箭发动机工作的推力特性。实验结果表明,发动机水下点火时,水环境与燃气之间的相互作用改变了燃气射流形貌,气液湍流掺混剧烈。随着水深的增大,燃烧室压力基本不变,发动机工作推力减小,水深从10 m增加到50 m时,三种发动机推力均降低了20%以上,且发动机推力与工作深度呈现非线性关系。在同一水深条件下,当发动机喷喉直径较小时,推力减小量较小;当燃烧室压强较小时,推力减小量较小。     

阀门作动速度对流量可调固体火箭冲压发动机动态响应特性的影响

利用数值模拟的方法,通过研究调节阀以不同速度作动时燃气发生器压强、燃气流量和发动机推力等参数的响应情况,分析了阀门作动速度对燃气流量可调固体火箭冲压发动机动态响应特性的影响.结果表明,调节阀作动速度对参数的响应速度和负调量均有较大影响,其过大或过小均不利于发动机整体性能的提高;在实际情况下,需要综合考虑,以选择合适的阀门作动速度.     

以YF-75发动机为平台的三组元液体火箭发动机系统设计

三组元火箭发动机是实现单级入轨的一项关键技术,是以液氧为氧化剂,以高密度的烃类燃料(如煤油)及液氢为燃料,在低高度飞行段采用三组元,在高空采用液氧/液氢双组元,提高了发动机的密度比冲.通过系统平衡计算设计的三组元发动机,建立在YF-75发动机的基础之上,充分继承了已有的液氢/液氧发动机的研制成果,是可以在短期时间内实现的三组元液体火箭发动机.