膨胀循环氢氧发动机火炬点火系统方案研究

针对膨胀循环氢氧发动机多次点火需求,开展了火炬式电点火系统方案论证和仿真研究,明确了较为合理的低压火炬式电点火系统方案,并完成整机级试验验证。结果表明,氢主阀打开瞬间点火室混合比波动较大,可能造成结构烧蚀;从氢涡轮前引气氢、氧泵后引液氧的方案烧蚀风险较小,但对发动机起动和稳态特性有一定影响。试验验证了仿真分析结果,实现了中国液体火箭发动机首次低压火炬式电点火起动,初步表明点火系统方案可行。

登月舱用深度变推下降级发动机系统方案研究

在我国的载人登月技术方案中,为实现软着陆,登月舱需要一种大推力、高性能、多次起动,能够大范围变推力的泵压式发动机。通过研究国外登月用下降级发动机技术发展现状和趋势,基于我国氢氧发动机和低温推进剂空间贮存水平,进行了深度变推发动机的系统方案研究;通过分析比对燃气发生器循环和膨胀循环系统优缺点,确定发动机系统方案为涡轮串联闭式膨胀循环;采用空间可长时间贮存的液氧/甲烷推进剂组合,可满足任务周期要求;根据推力深度调节时对各组合件性能要求,确定喷注器燃烧稳定技术和燃烧室身部传热技术是深度变推发动机研制的核心关键技术。

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。

基于SST k-ω的超声速气膜冷却湍流模型温度修正

针对现有湍流模型无法准确预测非等温超声速气膜冷却行为的问题,在现有SST k-ω可压缩修正模型基础上,以总温梯度为变量,完成了湍流模型的温度修正,并首先通过非等温可压缩自由剪切流动实验数据初步验证了其修正效果,在此基础上对温度修正模型预测超声速气膜冷却传热的准确性进行了验证。结果表明,基于剪切层总温变化的湍流模型修正效果显著,可准确预测大温度梯度下的自由剪切流动轴向速度分布;修正模型计算得到超声速气膜冷却壁面热流分布与对应的实验结果吻合;当用于剪切层温度大梯度变化的超声速气膜冷却数值模拟时,温度修正后的SST k-ω模型与可压缩修正的k-ω模型、SST k-ω模型相比,具有显著优越性。

重复使用液体火箭发动机涡轮泵安全寿命预估方法

利用复杂系统寿命分布模型和故障树分析(FTA)理论建立了涡轮泵的安全寿命预估方法,并以航天飞机主发动机(SSME)高压液氢涡轮泵(HPFTP)的安全寿命预估为例,对该方法进行了说明。研究结果表明:①当待考核的HPFTP关键部件数大于10时,其寿命模型可以用指数分布近似表示,数目越多近似结果越可靠;②HPFTP的平均无故障工作时间(MTBF)为76917 h,平均维修时间(MTTR)为8879 h,0.9988可靠度对应的安全寿命为25575 s,可安全使用49次;0.9996可靠度对应的安全寿命为8521 s,可安全使用16次;安全使用11次对应的可靠度为0.9997;③HPFTP涡轮叶片和喷嘴对应的关键重要度分别是0.2175和0.2166,集液器和叶轮对应的关键重要度都是0.1742。该研究方法可为液体火箭发动机涡轮泵等复杂组件可重复使用性研究提供一定的参考。