液氢/液氧火箭发动机尾焰流场特性仿真研究

为研究液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流流动特点,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型、液氢/液氧单步化学反应的N-S方程,化学反应速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制控制,运用PISO算法对液氢/液氧火箭发动机在地面发射阶段的燃烧尾焰射流流场进行了一体化仿真计算,得到了液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流近场激波系结构,并与理论分析结果进行对比,证明了算法的有效性和正确性。分析了燃烧尾焰压力场的动态形成过程,捕捉到尾焰半球形冲击波的发展过程,并认为冲击波为正激波且进行匀速传播。获得了尾焰流场各项参数的分布情况,为开展燃烧尾焰射流的辐射计算提供数据基础。

液氧液氢发动机领域知识图谱构建与应用

液氧液氢发动机作为航天领域的关键分系统,为有效开展其研制过程的智能化转型工作,针对液氧液氢发动机领域构建知识图谱,在储备领域知识的同时,提高科研生产人才的培养能力。针对液氧液氢发动机领域特点,对领域语料标注、领域知识识别、实体关系识别3个方面进行了研究,在此基础上进行了领域知识图谱的构建,并从领域知识搜索、知识推荐、探索式分析3个角度梳理了其业务应用模式。形成了液氧液氢发动机领域知识体系,并提出构建方法和应用模式。研究结果为航天领域智能化转型提供了参考。

液氢液氧火箭发动机稳态数值仿真与故障分析

根据发动机工作的物理过程建立了大型液氢液氧火箭发动机稳态故障的数学模型，数学模型包含了70个工作参数和45个干扰因素，采用了布罗伊登法求解。确立了各种故障的正确仿真机制，对计算结果进行了分析，并与试车结果相比较，吻合良好。

液氢液氧火箭发动机非线性静态特性仿真与分析

在考虑泵后推进剂温度和密度变化的情况下,建立低温液体火箭发动机非线性稳态工作的数学模型,以设计点参数为初始值采用离散牛顿法对大范围参数扰动下氢氧发动机的静态特性进行仿真,并对包括真空推力和真空比冲在内的重要参数的变化情况做相应的分析;在引入故障影响因素的情况下,针对液体火箭发动机中常见的典型故障模式进行稳态故障效应仿真和分析,为该发动机的故障检测与诊断工作奠定了基础。

氢氧发动机知识封装与应用研究

依靠知识推动技术创新,推进知识重用辅助产品设计研制,以氢氧发动机领域为应用场景,通过对氢氧发动机知识封装与应用研究,采用CAX工具结合可视化技术将知识封装为标准化组件,将氢氧发动机研制过程中产生的经验、知识、方法、工具等封装成具有知识伴随且能够被快速灵活调用和重用的应用程序,并结合知识应用场景复杂度高的特性,在发动机涡轮泵总体方案快速设计过程中基于知识工程平台进行专业领域应用验证,为设计人员提供可重用的专业知识服务,从而提高设计效率,缩短设计周期。

130吨级液氧煤油发动机重复使用技术研究进展

130吨级重复使用液氧煤油发动机是某新型重复使用运载火箭的一子级主动力装置,满足火箭一子级垂直起降重复使用需求,具备两次点火起动、低入口压力二次起动、快速推力调节和健康监测等功能,并已完成多次重复使用试车考核,通过热试车初步验证了重复使用火箭发射和回收等飞行任务剖面。研制团队继承了120吨级高压补燃循环液氧煤油发动机的成熟技术和可靠性成果,提出发动机健康管理、寿命评估和维护维修等重复使用技术需求和发展方向,130吨级重复使用液氧煤油发动机能够快速满足我国垂直起降重复使用运输系统需求。

V锥流量计火箭发动机液氢液氧推进剂测量性能

为探究火箭发动机液氢液氧低温推进剂流量测量新方法,通过数值模拟研究了V锥流量计低温流体的测量性能。湍流模型采用Realizableκ-ε模型,空化模型为Schnerr-Sauer模型,并通过自行编写UDF程序,在能量方程中考虑汽化潜热等热力学效应的影响。获得了V锥流量计流出系数和压力损失系数的变化规律,并分析了V锥流量计的测量误差。研究结果表明,存在一个雷诺数"稳定区",该区域内流出系数和压力损失系数基本为常数,液氢液氧和常温水对应的平均流出系数基本相等,且稳定区雷诺数下限值也基本相同;不同流体稳定区的平均流出系数对应的雷诺数范围差别较大,低温流体尤其是液氢的雷诺数上限值明显高于常温水。此外,空化较轻时,对流出系数和压力损失系数影响较小,当空化区域对锥尾低压口附近的压力分布产生较大影响时,则会导致流出系数迅速下降和压力损失系数增大。在稳定区对应的雷诺数范围内,液氢、液氧和水的质量流量均具有较高的测量精度,其相对误差在±0.5%之内,尤其对于液氢和液氧,其在很宽的测量范围内也可以保持较高的测量精度,空化的产生亦对V锥流量计测量精度影响较小。

液氢-液氧火箭发动机的推力测量

论述了氢氧发动机与常温推进剂发动机推力测量的不同点：环境影响，低温管路影响，发动机收缩影响及低温调试。针对低温对推力测量带来的影响，提出了解决问题的技术措施。

我国液氧煤油发动机技术发展概述

液体火箭发动机是运载火箭、航天器等航天装备的基础与核心,是影响航天活动成败的关键因素。近年来,高密度发射现状、低成本发射竞争等因素正成为新的发展态势,液体动力随着运载火箭发射需求的变化,经历了由有毒推进剂到绿色无毒推进剂的发展历程,并进一步向重复使用的方向发展。随着新一代液体动力的成功应用,我国进入绿色航天和大运载时代,液体动力设计、材料、工艺、测控、故障诊断等技术的进步和突破,也逐渐为重复使用运载器动力研制奠定技术基础。

液氧甲烷发动机发展现状

液氧甲烷发动机使用维护便捷、成本低、性能高,是重复使用火箭动力的发展方向。首先,介绍了液氧甲烷发动机的发展情况,包括美国的猛禽发动机和BE-4发动机、俄罗斯的RD-162发动机以及欧洲的普罗米修斯发动机等;总结了中国在液氧甲烷发动机领域的研究工作;介绍了蓝箭航天80吨级液氧甲烷发动机及200吨级液氧甲烷全流量补燃循环发动机。然后,分析了液化天然气中甲烷含量对液氧甲烷发动机的影响及火箭发动机用液化天然气的优选情况。最后,指出了液氧甲烷发动机的关键技术和发展方向,建议研发大推力重复使用液氧甲烷全流量补燃循环发动机。

我国新一代载人火箭液氧煤油发动机

分析了国内外载人火箭主动力的发展情况与发展趋势,介绍了我国1200 kN和180 kN两型液氧煤油发动机的研制历程、系统组成、工作原理、性能参数、关键技术和应用情况。两型发动机突破了补燃循环、自身起动、大范围工况调节、高效稳定燃烧、高压推力室冷却、反力式涡轮、大范围轴向力平衡、低温高DN值轴承、组合式涡轮泵密封、大直径低温阀、高精度调节器、推力矢量控制等关键技术。目前,两型发动机研制工作已基本完成,将成为我国新一代载人火箭的动力组合,实现我国航天主动力的更新换代。

液氧/煤油补燃火箭发动机氧路低频动特性分析

液体火箭发动机氧路系统低频动特性研究是进行运载火箭POGO振动分析和判别的必要工作。以某型液氧/煤油补燃循环火箭发动机为研究对象,采用模块化建模方法建立了基于自动控制理论的发动机氧路系统线性小偏差的传递矩阵模型,分别对发动机氧路系统和试车台氧化剂输送系统动特性进行数值仿真,并对比分析了试车数据和仿真结果。研究表明,数学模型和计算方法具有一定的正确性;熵波对系统的低频动特性有一定影响。

我国高性能液氧液氢发动机技术发展概述

液氧液氢发动机是指采用液氧和液氢作为推进剂的火箭发动机(以下简称氢氧发动机)。液氢作为火箭发动机燃料有诸多突出优点:液氢是化学推进剂中能量最高的燃料,与液氧燃烧的热值很高,采用液氧液氢作为推进剂的发动机,其比冲性能较常规发动机高40%~50%;液氢与液氧的燃烧产物为水蒸气,无固相产物积存,清洁无污染。

航天动力发展的生力军——液氧甲烷火箭发动机

液氧甲烷火箭发动机具有成本低、性能好、重复使用、维护方便等优点,是极具发展潜力的未来航天动力。北京航天动力研究所在"十一五"期间开展了60t级液氧甲烷火箭发动机原型样机研究。进行了甲烷液氧气液缩尺喷注器燃烧试验和甲烷液氧液液喷注器低混合比燃烧试验,了解了甲烷液氧的燃烧特性、点火特性等。开展了涡轮泵和阀门等组件适应性研究。研究表明,液氧甲烷发动机燃烧稳定性好,易于维护,是未来航天的理想动力选择之一。

液氧/烃液体火箭发动机燃烧模型及计算机模拟

本文提出了一个通用的液氧/烃液体火箭发动机燃烧模型.模型采用多流管压力耦合方法,并考虑了推进剂液滴剥离、高压超临界燃烧和液膜冷却等对发动机燃烧过程的影响.利用本模型对液氧/丙烷发动机燃烧过程的计算模拟表明:本模型为液氧/烃发动机燃烧过程的模拟和性能预估提供了一个有效的理论工具.

美国商业航天公司液氧甲烷发动机研制进展

早在20世纪60年代,液氧甲烷发动机的概念就已提出,但在当时并没有得到航天大国的重视,苏联和美国的研究重点分别放在液氧煤油发动机和液氧液氢发动机上,在液氧甲烷发动机方面仅进行了一些技术研究。近年来,可重复使用运载器动力的需求提出后,液氧甲烷发动机因具有无毒环保、高比冲、易于重复使用等综合优势,能够较好地满足低成本火箭发射需求,因而受到各商业航天公司的青睐,在其推动下,液氧甲烷发动机技术突飞猛进,一批成熟度各异有代表性的型号脱颖而出。

日本液氢·液氧火箭发动机进行高空性能试验

据国家航空技术研究所角田分所宫岛博报道,日本为发射大型人造卫星,对运载火箭的末级液氢,液氧发动机进行了研制和试验。1976年,角田分所已对该末级发动机进行了燃烧和热传导以及发动机元件一类的研究试验,1978年10月,为进一步对此类发动机进行高空性能试验。

世界首台液氧煤油旋转爆震火箭发动机全尺寸样机试验成功

俄罗斯先期研究基金会对世界首台液氧煤油旋转爆震火箭发动机全尺寸样机进行了33次点火试验，验证了旋转爆震火箭发动机的技术可行性。发动机实现连续爆震，产生稳定推力，发动机工作频率达20千赫兹。

液氧温度对某液氧液氢发动机性能影响研究

结合某液氧液氢发动机实际飞行中二次工作段入口液氧温度升高和推力下降现象,分析了液氧温度对发动机性能的影响方式和修正方法。通过过冷液氧的发动机试验,对液氧温度影响性能的两种方式分别进行了修正,可将某液氧液氢发动机二次工作段推力与一次工作段的偏差降低约24%,将发动机飞行燃烧室压力与交付值的偏差降低约8%。

液氧/甲烷液体火箭发动机燃烧研究最新进展

近来,俄罗斯和欧洲正在联合进行一个名为“VOLGA”的研究计划。其主要目标是用于可重复使用运载火箭或大型助推器的液氧/甲烷发动机的概念研究。SNECMA 的主要工作是研究预燃室/燃气发生器的可重复使用技术,在液氧/液氢“火神”燃气发生器研制过程中,获得了很多低温推进剂的燃烧经验,但液氧/甲烷富燃燃烧带来了许多新的问题:如喷注性能、燃烧效率、稳定性、积碳形成等。为了解决上述问题,目前正在进行实验和理论两方面的研究。ONERA 的马斯喀特(Mascotte)试验装置就被改造用于研究甲烷的燃烧。最初的研究完成了对低混合比和压力范围在0.1MPa 到6.0MPa 下的液甲烷和气甲烷同轴喷注技术的评估。各项研究在继续进行,以求对液氧/甲烷低温燃烧问题进行完整的描述和理解。除了上述研究外,还在进行计算流体力学数值模拟工具的更新工作,但是只有一些非常特殊的工况点才需要进行修改工作,这是因为过去的火箭发动机燃烧研究工作已经对液氧/液氢低温燃烧特性有了深入的理解,有很多研究成果可用于液氧/甲烷燃烧研究。目前的主要问题集中在甲烷的高频燃烧稳定性和燃烧化学效应方面。在一个称为INCA 的新的燃烧研究计划框架内将对这些问题进行研究。