液体火箭发动机健康监控技术研究进展

液体火箭发动机健康监控技术作为保障运载火箭安全、可靠发射的核心关键技术,经过几十年的发展,有力推动了航天事业的进步。介绍了液体火箭发动机健康监控技术中故障检测与诊断、容错控制与健康监控系统研制等技术的研究现状与发展趋势;梳理了健康监控领域面临的重难点问题,并提出相应的解决方案。分析展望了液体火箭发动机健康监控技术未来发展趋势,为从事火箭发动机健康监控技术研究的科研人员提供参考。

基于Hessian局部线性嵌入和MLP-Mixer的液体火箭发动机涡轮泵轻量化故障诊断框架

作为液体火箭发动机推进剂输送系统的关键部件,涡轮泵的运行状态直接影响着整个运载系统的性能,然而,现有的故障诊断方法往往面临特性参数选择片面及计算复杂度高等问题。针对上述局限,提出了面向涡轮泵的轻量化故障诊断框架。所提方法利用Hessian局部线性嵌入算法对信号时域、频域及时频特征进行降维,并引入一种轻量化的深度学习模型MLP-Mixer作为分类器,进而实现不同故障状态的辨识。采用某型号涡轮泵试车数据验证了所提方法的有效性,结果表明,该方法能够在保障诊断精度的同时有效降低计算复杂度,提高诊断效率。

某液体火箭发动机用起动器峰值压力时间超差故障研究

针对某液体火箭发动机用起动器峰值压力时间超差故障,进行了原因分析,提出了改进措施并对其有效性进行了试验验证。结果表明:造成起动器峰值压力时间超差故障的原因为起动器内膜片与端盖间的焊接强度不足,在高温燃气冲击下膜片过早脱落、烧蚀,从而导致压力提前泄放。提出将1圈焊接改进为2圈焊接、将点焊改进为连续焊接,焊接后增加气密性及承压性能检测,以及加强削弱槽深度检测等改进措施。验证试验表明上述改进措施可有效避免起动器出现峰值压力时间超差故障。

基于无迹卡尔曼滤波的液体火箭发动机故障诊断

针对火箭发动机故障数据难以获取的问题,设计了一种基于无迹卡尔曼滤波(UKF)的液体火箭发动机故障诊断算法。采用MATLAB/Simulink平台搭建了液体火箭发动机故障仿真模型,实现发动机正常运行仿真和预燃室氧阀门故障、氧主泵汽蚀、氢主涡轮叶片脱落3种故障仿真。将正常运行仿真值与设计值、试车值进行了对比。结果表明:模型参数与设计值最大误差不超过5%,仿真精度较高;仿真参数变化趋势与试车值基本一致,且稳态值误差较小。使用UKF算法求取发动机正常运行阈值范围,并对故障序列进行滤波处理,若故障数据连续3次超出阈值区间,且在0.1 s内有至少2个涡轮泵发出报警,则判定故障发生,故障发生时间为第2个涡轮泵报警时间。使用设计算法对3种故障序列进行诊断,判定故障发生时间分别为20.08 s、20.05 s、20.18 s。相比于传统红线阈值算法,文中所设计算法响应更为及时,且误报率较低。

液体火箭发动机热试车启动中导流锥对燃气管路流动特性影响研究

双推力室液体火箭发动机启动过程中,若出现两支管流量分配不均等现象,极易引起点火失败,造成重大损失。因此,燃气管路分叉处内部流动特性和在分叉处布置导流锥对改善流动特性影响的研究具有重要意义。本文针对某双推力室液体火箭发动机热试车启动过程中的燃气管路,以试验数据作为边界条件,开展了瞬态流动数值仿真研究。结果表明,火箭发动机热试车启动过程中,燃气管路流动呈现出4个典型阶段,分别为点火前的平稳期、点火后的一次上升期、下降期和二次上升期。在启动过程中,无导流锥时,导流罩进口存在预旋回流区、一侧出口存在滞止回流区,导流罩与燃气支管衔接处内侧存在转弯回流区,三者相互作用是造成两支管间压力分布不对称及出口质量流量分配不平衡的主要原因;有导流锥时,预旋回流区被导流锥约束而缩小,滞止回流区消失。有导流锥与无导流锥时相比,在启动过程中约0.2 s与0.6 s时刻,两支管对称测点压差均值分别降低约80.0%与80.0%,两支管出口质量流量差值分别降低约55.0%与80.8%。导流锥有效改善了流动特性,使得两支管压力分布的对称性提高,流量分配平衡性增强。导流锥对双推力室液体火箭发动机稳定性提高有重要作用。

液体火箭发动机涡轮泵管式扩压器时序效应数值研究

为分析管式扩压器的时序效应对高速涡轮泵性能以及压力脉动的影响并阐明其影响机制,对某液体火箭发动机高速涡轮泵全流域进行三维定常和非定常数值计算,研究了管式扩压器时序效应对涡轮泵外特性的影响规律,采用熵产理论对涡轮泵内部的能量损失进行分析,并通过压力脉动均方根方法对涡轮泵内的压力脉动进行评估。结果表明:随着管式扩压器叶片与蜗壳隔舌夹角的增大,涡轮泵效率和扬程整体趋势均为先升高后降低,两者的变化幅度分别为0.75%、1.68%,当管式扩压器叶片吸力面出口边与蜗壳隔舌的夹角为20.5°、25.5°时,涡轮泵具有较好的性能,其影响机制由蜗壳隔舌下方的扩压管出口附近涡流和能量损失变化决定。动静干涉效应是涡轮泵内压力脉动的主要原因,时序效应对涡轮泵出口和蜗壳隔舌附近压力脉动的变化幅度分别为37.7%、67.6%。蜗壳流道内压力脉动的最大值位于蜗壳隔舌下方扩压管出口区域,时序效应对压力脉动最大值的变化幅度为20.5%。研究结果可为液体火箭发动机涡轮泵性能和振动的优化提供一定的参考。

液体火箭发动机涡轮泵多维度传感器优化布置

针对液体火箭发动机涡轮泵健康监测时存在的结构重要模态信息遗漏、故障敏感信息提取不全等问题,提出了一种涡轮泵传感器多维度优化布置方法,并采用故障模拟实验台进行了实验验证。首先,建立了涡轮泵待优化区域的有限元模型并开展了结构约束模态分析以及轴承故障仿真瞬态动力学分析;其次,基于离散人工蜂群算法及瞬态分析结果得出传感器布置候选点集;再次,综合传感器多维度评估方法得出最终的传感器布置方法;最后,通过实验对比分析了传感器布置方法与传统方法的综合指标。计算结果表明:相对于有效独立法,布置测点优化后,传感器监测信号的模态振型符合率提高了20.1%,对轴承故障检测的准确率提高了27.5%,验证了多维度优化布置方法具有良好的故障诊断综合性能。

液体火箭发动机地面试验控制电路的设计与分析

针对液体火箭发动机地面试验控制系统须抑制控制电路输入端的脉冲噪声、输出端的反峰电压及控制电流测量精度低等问题,运用放大电路原理,采用电路仿真方法,设计了基于电路印制板型固态继电器的控制驱动和控制电流测量电路。控制驱动电路应用“二极管+稳压二极管”模块以实现降低反峰电压和缩短复位时间的效果,控制驱动电路中固态继电器输出端集成了光耦隔离模块用于反馈控制信号,控制电流测量电路主要由霍尔效应电流感应模块和运算放大器构成以达到较高精度测量控制电流的目的。通过电路仿真,分析了控制驱动电路的反峰电压抑制模块、控制电流测量电路的动静态特性。仿真和实测结果表明:控制电流测量电路的基本误差为6.66%±1.80%,电路上升时间小于0.3 ms,下降时间小于0.5 ms;控制驱动电路的接通时间小于2μs,关断时间小于0.5 ms,“标准恢复二极管+齐纳二极管”方法能有效抑制反峰电压;控制驱动电路可应用于液体火箭发动机高精度的地面试验控制系统研制。

液体火箭发动机隔板研究综述

隔板是在液体火箭发动机当中用来抑制不稳定燃烧的一种阻尼装置,国内外多种型号的运载火箭都通过隔板消除了不稳定燃烧,得益于其简单的结构和较好的阻尼效果,隔板将在当下和未来保障推进系统稳定运行。简要介绍了隔板的结构形式,分析了隔板的存在对燃烧室内燃烧过程和声场的影响机理,给出了隔板的结构参数(隔板形式、叶片长度、叶片数量等)对阻尼效果的影响,分析了国内外针对隔板的研究成果。最后,基于当前的研究现状提出了对隔板未来研究的展望。

液体火箭发动机可重复使用性设计技术分析

为适应可重复使用液体火箭发动机设计研制的需要,以航天飞机、猎鹰9号火箭和X-37B的动力系统为对象,开展了可重复使用液体火箭发动机关键设计技术研究。文献调研与工程研制经验相结合,从运维体系建设、核心件功能设计、成本化设计与控制等方面,分析了发动机可重复使用性设计方法,提出了关键技术难题。研究结果表明:发动机的深度变推力技术、多次启动技术、喷管大角度调节技术,以及故障诊断与监测技术等,是火箭顺利回收的基本保障技术;液体火箭发动机有着显著的高、低温,强振动工况,极端环境材料性能数据建库技术、寿命设计与控制技术、全寿命周期运营体系设计技术等是迫切需要解决的关键技术难题;以发动机的性能、可靠性、维修性、安全性和保障性发展的发动机成本限额设计技术将会成为解决发动机可重复使用性的高新技术。

液压成形对液体火箭发动机多层增强S型波纹管结构疲劳寿命的影响

完善液体火箭发动机燃气摇摆装置中增强S型波纹管组件的疲劳寿命评估方法,提高其疲劳寿命预测精度,是发展可重复使用液体火箭发动机的重要课题之一。针对多层增强S型波纹管,为了计算其液压成形后的实际寿命数据,了解成形工艺对其疲劳寿命的影响,提出一种充分考虑成形制备过程对结构不同区域几何构型和材料力学性能造成差异化影响后的波纹管疲劳寿命分析方法。该方法基于成形仿真和材料拉伸试验结果,构建实际波纹管有限元模型并进行三维仿真分析,得到其在高内压和不同摆动工况下结构危险点的循环载荷信息,并根据波纹管结构的低周疲劳失效特点采用子午向应力应变数据,以及经过平均应力应变修正的Manson-Coffin(M-C)公式对波纹管的循环寿命进行估算和对比分析。结果表明:波纹管疲劳寿命薄弱点位置和大小均与循环摆角有关;在预测计算中考虑液压成形作用影响更接近实际场景,所得结构疲劳寿命大小和所在区域均与理论模型值存在差异,在结构设计、优化和健康监测中不应忽视其影响。

液体火箭发动机数字化应用现状与分析

随着互联网技术与数字化技术的快速发展,国内外各行各业在面临日益激烈的竞争环境下,普遍将数字化转型作为发展战略,结合产品自身的发展需要,运用适合的数字化技术和先进模式,推动技术创新和研制模式创新,从而提升产品的核心竞争力。而对于液体火箭发动机这一行业世界格局的变化,高效和创新成为了当前行业发展的必经之路。通过对国内外液体火箭发动机技术水平的差距分析,结合我国液体火箭发动机研发模式与数字化应用的现状,对后续液体火箭发动机研制模式数字化转型提出了相应的思路和见解。

液体火箭发动机尾焰金属发射光谱仿真与实验研究

液体火箭发动机尾焰包含丰富的光谱信息,可以作为检测发动机运行状态与故障情况的重要依据。本文建立了高精度的液体火箭发动机尾焰金属发射光谱数值模拟方法,该方法以逐线法(Line-by-Line,LBL)为基础,考虑介质的光学厚度影响。利用该方法,对液体火箭发动机发生故障时,尾焰中可能存在的铁、镍、钾发射光谱进行了数值模拟,模拟结果与NASA光谱模拟程序所得结果相吻合。最后,在甲烷-氧气、乙烯-氧气预混火焰开展了铁、钾发射光谱的实验验证,结果表明,以光谱面积与特征峰强度为对比参数,光谱模拟结果和实验结果的相对误差在2.5%以下,利用实验数据,进一步讨论了光学薄和光学厚两种模型的适用性。

变形高温合金在液体火箭发动机中的应用进展及展望

变形高温合金以其良好的耐高温、抗氧化、抗热腐蚀性能和较好的冷、热加工性,在液体火箭发动机推力室身部、涡轮壳体、涡轮转子等热端部件中得到了广泛的应用。通过查阅文献,综述了国内外变形高温合金及热加工技术发展现状、液体火箭发动机热端构件对高温合金性能需求、变形高温合金在国内外著名液体火箭发动机中的应用情况。结合液体火箭发动机可回收、高性能、轻量化、低成本的发展趋势,总结了变形高温合金在液体火箭发动机领域的主要发展趋势,包括研发针对液体火箭发动机服役工况的高温合金材料、改进热加工工艺,从而提升高温合金性能、降低高温合金构件制造成本;研发和推广耐高温轻质金属间化合物、降低热端构件质量。

重复使用液体火箭发动机原位无损检测技术应用及展望

重复使用航天运载器是国家战略科技的前沿,研制可重复使用液体火箭发动机成为这一趋势下的迫切需求。火箭返回后发动机是全箭重点检测和维护对象,通过无损检测技术手段在发动机原位状态下获得结构健康状态信息,快速判断产品寿命是否满足再次使用要求,对提高液体火箭发动机重复使用可靠性至关重要。综述了当前应用于航空航天领域的无损检测技术,对其在液体火箭发动机中的适用性进行了评估和分析。结合液体火箭发动机特点和重复使用无损检测应用场景,超声检测、数字图像测量、羽流光谱和快响应动态传感器等技术亟需开展研究,同时应开发自动化、智能化专用检测设备,形成快速使用维护处理与检测系统,实现液体火箭发动机便携高效、缺陷可视化和定量化等检测能力。

液体火箭发动机故障诊断系统冗余容错技术研究综述

综述了液体火箭发动机故障诊断系统冗余容错技术研究,介绍了液体火箭发动机故障诊断系统在航天任务中的重要性及其不断发展的需求,强调了高可靠性和安全性对于航天任务成功的关键作用,详细分析了当前国内外在这一领域的研究现状,展示了不同国家和研究机构在故障诊断系统冗余容错技术方面的最新进展和具体应用实例,阐述了冗余容错技术对于火箭发动机故障诊断系统的重要性并探讨了该技术的发展历程、关键技术及当前研究成果;通过对比几种经典冗余容错手段,指出各冗余结构对于火箭发动机故障诊断系统的可行性与优缺点,详细介绍了发动机故障诊断系统的双机热备实现方案,为相关研究者提供参考依据;从理论基础到实际应用,从当前研究遇到的技术挑战再到未来发展方向的展望,为液体火箭发动机故障诊断系统冗余容错技术的研究提供了全面的综述和分析。

液体火箭发动机推力室增材制造技术应用发展及面临的挑战

针对增材制造技术在液体火箭发动机推力室的应用和研究现状,本文分别综述了推力室常用增材制造技术及其在推力室喷注器、燃烧室和喷管中的应用研究,展望了增材制造技术在推力室研制中的发展方向,指出了增材制造技术在推力室应用中面临的挑战,通过分析这些挑战以期促进增材制造在推力室方面更广泛更深入的应用。

数据驱动的液体火箭发动机健康监测算法研究

针对火箭发动机氧涡轮转子轴盘根部断裂、轴盘接合处裂纹等故障难以识别定位的问题,基于某型液体火箭发动机测试数据,构建机器学习、数据分析等方法,绕过其内部复杂物理机理,从数据层面对氧涡轮泵进行故障检测与模式判别。对于故障检测,提出了两种分别适用于速变数据与缓变数据的故障检测算法,两种算法能够处理多种工况下的火箭发动机数据,经检验,这两种算法都具有较高的准确率,分别为84.2%、94.9%。针对故障模式判别,给出了一种基于滑动窗口的聚类算法,可以实现不同故障模式的区分,其中针对两种故障模式的识别准确率分别达到了86.2%、95.5%,并且给出了两种故障模式对应的振动数据异常频率区间,这可为相关研究人员提供与故障有关的有用线索。

气氧/甲烷液体火箭发动机纵向不稳定燃烧机理研究

为研究同轴剪切喷嘴液体火箭发动机的高频不稳定燃烧诱发机理,针对单喷嘴气氧/甲烷缩尺火箭发动机开展了热试车试验和基于URANS/LES的高保真数值模拟。热试车试验得到了可重复的一阶纵向高频不稳定燃烧,数值模拟再现了试验中的不稳定燃烧,数值结果与试验结果符合良好。数值结果表明:燃烧室突扩面处的周期性涡脱落是引发、维持不稳定燃烧的激励源。整个热声振荡过程中,压力与释热率保持同步振荡,不断有能量从燃烧过程进入声场以维持纵向热声振荡,形成“燃烧-声学-流动”的能量反馈回路。周期性涡脱落本质上起到了释热相位延迟的作用,成为“燃烧-声学-流动”能量反馈回路的驱动源。

液体火箭发动机用橡胶密封材料低温密封性能

为研究液体火箭用橡胶密封材料的低温密封性能,采用多种橡胶材料低温特征温度测试方法对液体火箭发动机常用的5种橡胶密封材料低温性能进行表征,在不同压缩率、不同工作温度及不同压差下对各橡胶密封材料在低温下的密封能力开展试验研究。建立橡胶密封圈仿真模型,分析橡胶密封圈在不同工作温度及不同压差的密封性能,并探讨其低温密封机制。研究结果表明:低温环境下橡胶低压缩率下的密封能力高于高压缩率下的密封能力;低温环境下由于橡胶的低温收缩和弹性模量急剧增大,在低压差下难以导致橡胶材料变形从而形成密封,须提高压差使得密封表面产生足够接触压力而形成密封。因此橡胶材料低温密封能力与材料低温收缩性能、弹性模量及压差相关,且工作温度超过橡胶低温下临界温度后,O形圈密封能力弱,易发生泄漏。