硝酸羟胺基单组元液体火箭发动机起动过程的模拟

无毒单组元液体火箭发动机是空间推进的发展方向之一。针对硝酸羟胺基单组元液体火箭发动机的起动过程,建立了零维模型、不考虑相变过程的仿真模型和考虑相变过程的仿真模型,并采用这些模型对60 N发动机进行了起动过程的模拟和对比分析。计算结果显示,推力室升压过程历经快速的气体充填和较慢的催化室升温两个阶段。零维计算模型和不考虑相变的CFD方法计算得到的两个阶段时长基本一致,但第一阶段时间显著低于试验结果,第二阶段时长与试验结果符合。考虑推进剂相变过程的模型计算结果与试验结果符合较好。一维计算得到HAN基推进剂在进入催化床约4mm的长度内完全分解。升压第一阶段受催化分解影响很大,HAN基推进剂的分解反应速率低于肼的分解反应速率。

基于主元分析法的液体火箭发动机传感器故障检测与诊断

针对液体火箭发动机的压力、温度、流量等传感器数据,给出了一种基于主元分析法的传感器故障检测与诊断方法。该方法能够在对测量参数相关性分析的基础上,将传感器测量值所组成的测量空间分解为主元和残差两个子空间,通过传感器实际测量数据与正常数据矩阵在残差子空间投影的比较,对传感器的故障进行检测与诊断。以某型LRE传感器组为研究对象,通过故障模拟,给出了该方法对4种典型传感器故障的检测与诊断实例。结果表明主元分析法对LRE传感器具有很好的故障检测和故障诊断能力。

三组元液体火箭发动机涡轮泵变工况研究

本文通过对国内外分级燃烧循环发动机和有关单级入轨发动机涡轮泵研究结果的分析,提出了三组元涡轮泵性能参数的限制范围与要求。在低比转数为50的泵机组全流量特性水力试验的基础上,阐述了低比转数泵相对的全流量特性变化规律。分析了几个不同比转数泵的水力试验结果,建立了三组元泵性能特性的数学方程。据此,依据泵的工况调节方法对三组元涡轮泵模式一和模式二下的性能进行了分析计算。

三组元液体火箭发动机实现单级入轨的优化分析

建立了三组元液体火箭发动机性能计算模型、单级入轨可重复使用运载器质量模型和弹道模型,以起飞质量为目标函数,优化得到了实现单级入轨的发动机基本参数。结果显示:三组元发动机性能比氢氧发动机高10%。本研究是三组元发动机系统设计和分析的基础。

缓变推力三组元液体火箭发动机喷嘴

本文的研究还不十分成熟。文中介绍了不同状态(液态和气态)两种燃料与一种氧化剂在雾化、燃烧时的混气形成过程方面的一些研究结果,介绍了用作液氧/煤油/液氢火箭发动机(在煤油供应平缓减少直至完全关闭情况下,富氧燃气或富燃燃气在燃烧室中补燃)混合装置的三组元喷嘴的研制开发情况。三组元喷嘴综合了俄罗斯液体火箭发动机(LRE)中广泛使用的两种喷嘴型式:一种是燃料从周边喷注到中心气流中的气液喷嘴,另一种是中心为液喷嘴的气液同轴喷嘴。它们可以各自单独工作和同时工作。由于离心式喷嘴节流强化了非稳态过程中推进剂组元的雾化和混合,使得在节流过程中液体燃料流量可大范围变化;由于阻尼了离心式喷嘴中节流燃料流量的波动,提高了燃烧稳定性。

基于主元分析的液体火箭发动机试验系统故障特征提取

在液体火箭发动机试验系统故障诊断中,采用主元分析方法对试验系统中可能出现的多种故障模式进行分析,确定了主元数目,并对试验系统原始测量数据进行特征提取。从氢、氧系统故障模式的主元投影结果分析看,各类故障可以较好分离出来,为下一步的故障诊断打下良好基础。

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。

硝酸羟胺基单组元发动机起动过程数值模拟

针对硝酸羟胺基推进剂单组元液体火箭发动机,通过对催化床进行拟均相假设建立了推力室的流动与传热模型。对硝酸羟胺基推进剂单组元发动机进行了起动过程和稳态工作过程的数值模拟。计算结果显示:数值模拟结果与试验结果符合较好;得到的稳态压力略高于试验值;推力室升压过程历经气体充填和催化室升温两个阶段,计算得到的初期升压速率快于实际情况;催化床承载了较大的压降,且压降对孔隙率敏感。

国外三组元液体火箭发动机研制概况分析

本文综述了国外各公司对液氧/烃+液氢三组元发动机的可行性论证情况,简单叙述了目前三组元发动机的研制现状,对三组元发动机的循环方式选择进行了概括总结。

过氧化氢单元催化分解火箭发动机研究

针对航天器推进系统的无毒化,设计了推力为200N的过氧化氢单组元催化分解发动机。发动机喷注器、催化剂床以及分解室结构设计合理,催化剂连续工作时间长,90%浓度过氧化氢适合催化分解,发动机、过氧化氢、催化剂三者匹配性良好。

单组元300N发动机低温试验研究

为探究低温环境下单组元300N发动机的工作特性,揭示影响发动机低温性能的主要影响因素,以300N发动机为试验对象,开展了模拟飞行工况的发动机低温试验。给出了低温试验研究方法,分别从温度差异对发动机性能影响、催化剂活性差异对发动机低温启动特性影响和低温对电磁阀响应特性影响等方面获得研究结果。结果表明,低温是影响发动机低温性能的主要影响因素,-48℃条件催化剂无法完成推进剂的催化分解,发动机发生爆炸;-30℃条件下起活时间为80.5~87.5ms,发动机可正常启动,且启动温度与起活时间呈指数关系;催化剂批次差异也对发动机低温工作性能产生一定影响,不同批次催化剂低温起活时间的差异可达91ms;低温试验过程中,电磁阀的关闭受到低温推进剂粘性和背压的影响,产生了明显的迟滞现象,延迟时间约100ms,对发动机在轨的精准控制存在一定影响。

新研制的5N肼单组元发动机

新研制的额定推力为5N的肼单组元发动机将要应用于新一代地球资源卫星上。本文主要介绍了它于1996年进行的历时四个半月的寿命试验的试验结果。在这次试验中,单台发动机的寿命记录是:5460次100℃～180℃温启动,累计脉冲数39万次(100ms脉冲),工作时间19小时30分,耗肼量193kg。从发动机的表现看,它还有相当长的寿命潜力。这说明基于目前的设计和加工水平的5N发动机不仅能够满足该卫星的控制需要,而且有能力应用到更长寿命的卫星上。

基于KPCA和SVM的火箭发动机试验台故障诊断方法

为了解决液体火箭发动机试验台的故障诊断问题,提出了一种基于核主元分析(KPCA)特征提取和支持向量多分类机(SVM)的故障诊断方法,该方法首先利用核主元分析对试验台标准故障样本进行特征提取,通过特征分析,建立适合于试验台故障状态识别的层次多分类支持向量机,并对其进行训练,然后将试验数据在主元上投影,输入到训练好的支持向量多分类器,对试验台故障状态进行识别.该方法充分利用了核主元分析强大的非线性特征提取能力和支持向量分类机良好的小样本泛化特性,解决了试验台故障诊断中的小样本、非线性模式识别问题.对试验台的试验结果表明,该方法是有效的、可行的.

肼基单组元火箭发动机的动态响应

单组元火箭发动机是航天器姿态调整和轨道控制的重要元件。针对肼基单组元火箭发动机对入口流量变化形式的动态响应,建立发动机推力室内推进剂的流动、分解和传热仿真模型,并利用这些模型对发动机进行了3种不同推进剂供给方式(稳态式供给、线性式供给和脉冲式供给)的数值模拟与计算分析。计算结果表明:发动机各点的温度会因位置差异而对入口流量的响应变化存在不同。压强、速度和推力对入口流量变化的响应非常迅速,三者在总体上的变化趋势与入口流量的变化趋势保持同步。速度和推力在稳态式供给和脉冲式供给中都存在高于起动阶段稳定值的尖峰,在稳态式供给中,速度和推力尖峰分别高出起动阶段稳定值的8.6%和4.7%,在脉冲式供给中,第1次脉冲阶段,速度和推力尖峰分别高出起动阶段稳定值的6.2%和3.0%,第2次脉冲阶段,速度和推力尖峰分别高出起动阶段稳定值的9.3%和5.2%。

点火延迟对单组元自激式脉冲推力器的性能影响

点火延迟是脉冲推力器设计中需要考虑的重要因素之一。为研究点火延迟对自激式脉冲推力器的性能影响,以HAN基(Hydroxylammonium Nitrate)单组元推进剂为例,建立自激式脉冲推力器工作过程的仿真模型,分析了点火延迟时间的变化对推力器的压强、流量、推力及平均比冲的影响规律。结果表明,点火延迟会强化脉冲推力器的压强爬升过程,随着点火延迟时间的增大,一个脉冲循环中的推进剂燃烧持续时间和整个脉冲周期均会明显缩短,同时挤压腔压强峰值和燃烧室压强峰值以及推力器的平均推力水平也会显著升高,但点火延迟的变化基本不会影响脉冲周期内的平均比冲。点火延迟提供了一条调节脉冲工作特性的可能途径,研究点火延迟特性对自激式脉冲推力器的探索与应用具有重要的指导意义。

单组元肼催化分解推力室催化剂床冲蚀现象的研究

分析了单组元肼催化分解推力室工作过程中产生催化剂床冲蚀（Ｗａｓｈｏｕｔ）现象的原因，并采取了相应的消除该现象的措施。试验结果证实了这些措施是有效的。

三组元喷嘴混合特性的试验研究

本文对四种类型的气氢／液氧／煤油三组元喷嘴进行了混合特性试验， 研究了内喷嘴的缩进长度对同轴离心外混式喷嘴混合特性的影响， 对比了相同的三组元工况下各喷嘴的混合特性， 分析了喷嘴结构对混合特性的影响， 进行了单喷嘴和三喷嘴的混合特性试验， 试验结果表明： 在相同的三组元工况下， 同轴直流式喷嘴的流强分布跨度比同轴离心式喷嘴小。所得结论对三组元喷嘴和气液同轴式喷嘴的优化设计有参考价值。

结构参数对单组元高室压脉冲推力器的性能影响

高室压脉冲火箭发动机由于使用差动式可移动喷注器,能够得到比供给压强高得多的燃烧室压强.为了分析其工作特性,建立了单组元脉冲火箭发动机挤压喷注、燃烧、排气过程的集总参数模型,以硝酸羟铵(HAN)基作为单组元推进剂,采用四阶龙格-库塔法对模型进行求解.分别从喷注器喷孔面积、喷注器差动面积比、喷管喉部面积、喷注器行程等方面分析并总结了结构参数对单组元高室压脉冲发动机性能的影响规律及影响程度.结果表明:计算模型能反映发动机的实际工作过程,其中,喷注器行程对燃烧室平均压强和平均比冲的影响最大,平均推力则对喷管喉部面积的变化最为敏感,上述两个结构参数是发动机优化设计时的首要考虑因素;其他结构参数对发动机也存在不同程度的影响,可以作为次要因素来考虑.

Ir(100)面上HAN催化分解反应机理

为揭示单组元液体火箭发动机内硝酸羟胺(HAN)基推进剂的催化分解反应过程,采用从头算算法确定HAN及其缔合物结构,利用密度泛函方法对稳定的HAN双分子缔合结构在Ir(100)面上的初始催化分解反应机理开展研究。计算结果表明:HAN分子是由双点位氢键结合而成的,其缔合结构主要是依靠分子间的氢键作用而成的。HAN双分子缔合结构在Ir(100)面上共存在有3种吸附结构,其中通过O与Ir键合作用形成吸附结构较为稳定,吸附能分别为-1.64 eV和-2.15 eV,而氢键作用结合的吸附结构的吸附能仅为-1.12 eV。HAN双分子缔合结构在表面发生的分解反应为放热反应,双分子缔合结构中2个HAN分子的分解反应发生存在先后顺序,不同的吸附构型对应不同的分解产物。在羟胺吸附结构中,其分解产物为HAN、NO_(3)^(-)、OH和NH_(3),而在硝酸根吸附结构中,其分解产物为HAN、NH_(3)OH^(+)、O和NO_(2)。两种吸附构型下的分解能垒分别为12.68kcal/mol和11.30 kcal/mol,在催化分解反应过程中这两种分解反应会同时发生。