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Technical Innovation of LH2/LOX Rocket Engines in China 被引量:3
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作者 LI Chengzhi MA Bingtao 《Chinese Annals of History of Science and Technology》 2020年第2期160-182,共23页
This paper provides a detailed introduction to and analysis of the course of China's technological innovation in liquid hydrogen/liquid oxygen(LH2/LOX)rocket engines from a historical point of view.It starts with ... This paper provides a detailed introduction to and analysis of the course of China's technological innovation in liquid hydrogen/liquid oxygen(LH2/LOX)rocket engines from a historical point of view.It starts with the investigation of LH2/LOX rocket engines by relevant departments of the Chinese Academy of Sciences in the 1960s and their preliminary achievements.Then,the policy decision concerning LH2/LOX engine development,the project approval of the Long March-3(Chang Zheng-3,CZ-3)rocket,and the process of developing LH2/LOX engines are analyzed in detail,followed by an introduction to and summary of the development situation and technical innovation characteristics of China's LH2/LOX engines as they grew from 4 tons to 8 tons,and finally to 50 tons.Finally,the paper briefly analyzes the innovation experience connected with China's LH2/LOX engines. 展开更多
关键词 lh2/lox rocket engines technological innovation historical process China
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220t级补燃循环氢氧发动机推力室研制 被引量:8
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作者 丁兆波 刘倩 +3 位作者 王天泰 杨继东 孙纪国 龚杰峰 《火箭推进》 CAS 2021年第4期13-21,共9页
推力室是220 t级高压补燃循环大推力氢氧发动机的核心部件,其技术提升幅度大,涉及关键技术多,攻关难度大。通过开展多方案对比分析、全面的数值仿真优化、缩尺热试验验证确定了大推力补燃循环氢氧发动机推力室的主要设计方案:喷注器采... 推力室是220 t级高压补燃循环大推力氢氧发动机的核心部件,其技术提升幅度大,涉及关键技术多,攻关难度大。通过开展多方案对比分析、全面的数值仿真优化、缩尺热试验验证确定了大推力补燃循环氢氧发动机推力室的主要设计方案:喷注器采用四底三腔方案氧腔居中,燃烧效率高达99.7%;身部采用边区低混合比+气膜冷却+再生冷却的组合热防护方式,设计喉部最高气壁温为732 K;喷管上段采用铣槽内壁与外壁扩散钎焊的再生冷却方案;喷管下段采用高超音速气膜/辐射冷却方案。通过关键技术攻关初步突破了高效补燃喷注器、大流量推力室稳定燃烧、大热流身部热防护、高效率喷管造型、大尺寸高效再生冷却喷管、大尺寸单壁气膜/辐射冷却喷管等六项关键子技术,主要的技术指标能够满足设计的要求,为后续工程研制奠定了坚实的技术基础。 展开更多
关键词 高压补燃 氢氧发动机 推力室 仿真研究 热试验
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220 tf补燃循环氢氧发动机研制进展 被引量:4
3
作者 孙纪国 郑孟伟 +1 位作者 龚杰峰 陶瑞峰 《火箭推进》 CAS 2022年第2期11-20,共10页
220 tf补燃循环氢氧发动机设计用于重型运载火箭。通过多方案对比论证,优化确定了发动机采用单富氢预燃室并联驱动氢氧主涡轮泵、推力室与喷管串联冷却的系统方案。梳理了强耦合系统控制、高压大流量燃烧装置、高效大功率涡轮泵等多项... 220 tf补燃循环氢氧发动机设计用于重型运载火箭。通过多方案对比论证,优化确定了发动机采用单富氢预燃室并联驱动氢氧主涡轮泵、推力室与喷管串联冷却的系统方案。梳理了强耦合系统控制、高压大流量燃烧装置、高效大功率涡轮泵等多项核心关键技术。开展了从缩尺到全尺、从组件到分系统的大量攻关试验研究,并最终成功实现了发动机半系统试验。试验结果初步验证了发动机系统方案的正确性和核心分系统的工作协调性,初步获得了主要组件的性能特性,为后续发动机工程研制奠定了重要基础。发动机设计真空比冲453 s,具备60~100推力调节和多次点火、故障诊断等先进功能,将在航天运输领域具有广泛用途。 展开更多
关键词 220 tf 补燃循环氢氧发动机 单富氢预燃室 并联涡轮泵 半系统试验
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25 t级氢氧膨胀循环发动机推力室氧腔流动仿真 被引量:1
4
作者 孔维鹏 谢恒 《火箭推进》 CAS 2022年第1期30-37,共8页
为提高25 t级氢氧膨胀循环发动机推力室氧喷嘴出口流量均匀性,采用CFD方法对氧腔内流场进行了三维稳态数值仿真研究,分析了造成出口流量分布不均的原因,并据此设计了4种改进结构的氧腔,对每种结构进行了细节优化。通过数值仿真得到了不... 为提高25 t级氢氧膨胀循环发动机推力室氧喷嘴出口流量均匀性,采用CFD方法对氧腔内流场进行了三维稳态数值仿真研究,分析了造成出口流量分布不均的原因,并据此设计了4种改进结构的氧腔,对每种结构进行了细节优化。通过数值仿真得到了不同方案氧腔内的流场分布以及喷嘴出口流量分布,对比分析了均流板和液氧入口结构对出口流量均匀性的影响。研究结果表明:通过采用扩张型入口结构降低氧腔入口流速,可以显著提高出口流量均匀性,喷嘴出口流量相对分布范围由11.97%降低至4.54%;通过增加均流板孔数并调整孔径大小可提高出口流量均匀性,喷嘴出口流量相对分布范围由11.97%降低至6.56%;凸顶式或凹腔式均流板的均流效果与平板式均流板相比均较差。 展开更多
关键词 氢氧膨胀循环火箭发动机 推力室 氧腔 流动均匀性 数值仿真
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500 tf级液氧煤油高压补燃发动机研制进展 被引量:8
5
作者 李斌 陈晖 +1 位作者 马冬英 高玉闪 《火箭推进》 CAS 2022年第2期1-10,共10页
500 tf级液氧煤油高压补燃发动机是我国下一代航天主动力,将大幅提升我国航天动力的技术水平,为我国航天发展提供强大动力。发动机采用高压补燃循环系统、泵后摇摆和双推力室方案,具有无毒环保、高性能、高可靠、推力和混合比可调节、... 500 tf级液氧煤油高压补燃发动机是我国下一代航天主动力,将大幅提升我国航天动力的技术水平,为我国航天发展提供强大动力。发动机采用高压补燃循环系统、泵后摇摆和双推力室方案,具有无毒环保、高性能、高可靠、推力和混合比可调节、使用维护便捷等特点,发动机研制需突破分级启动、健康管理、泵后摇摆、大功率高效涡轮泵、高压大流量高性能燃烧组件、高压大流量调节组件及低温阀门、发动机新工艺与热试验等多项关键技术。目前已完成发动机的方案设计和生产,开展了大量试验验证,完成半系统试车和首台整机装配,关键技术取得重大突破,为发动机后续工程研制奠定了基础。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 液氧煤油 大推力 关键技术 半系统试车
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液氧/煤油补燃火箭发动机整流栅应用研究 被引量:10
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作者 陈建华 李龙飞 +1 位作者 周立新 孙宏明 《火箭推进》 CAS 2007年第2期1-6,共6页
介绍了液氧/煤油补燃火箭发动机整流栅的各种结构,简要叙述了空气吹风模拟试验研究方法与研究结果。利用Fluent软件对燃气弯管内流场进行了数值模拟,分析其流动与压力分布。建立了发动机整流栅声学特性的计算模型,采用变步长四阶龙格-... 介绍了液氧/煤油补燃火箭发动机整流栅的各种结构,简要叙述了空气吹风模拟试验研究方法与研究结果。利用Fluent软件对燃气弯管内流场进行了数值模拟,分析其流动与压力分布。建立了发动机整流栅声学特性的计算模型,采用变步长四阶龙格-库塔数值逼近方法计算声导纳,并对整流栅抑制高频燃烧不稳定性的机理进行了初步探讨。结果表明,整流栅除了影响燃气入口总压的均匀性之外,还可起到抑制高频燃烧不稳定性的作用。 展开更多
关键词 液氧/煤油补燃发动机 整流栅 流场数值模拟 声学特性 冷吹风试验 高频 燃烧不稳定性
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液氧/甲烷膨胀循环发动机研究 被引量:7
7
作者 黄仕启 刘登丰 崔荣军 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2015年第6期25-28,59,共5页
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。
关键词 液氧/甲烷发动机 膨胀循环 演示试验
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氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性评定技术研究 被引量:4
8
作者 丁兆波 许晓勇 +1 位作者 乔桂玉 陶瑞峰 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2013年第1期38-41,共4页
为了实现氢氧发动机的动态燃烧稳定性试验评定,基于国内外液体火箭发动机动态稳定性评定的相关经验,并结合CPIA655关于稳定性评定的准则,进行了氢氧发动机动态稳定性评定的方案探讨。分析表明,氢氧发动机有必要在全系统热试车状态下进... 为了实现氢氧发动机的动态燃烧稳定性试验评定,基于国内外液体火箭发动机动态稳定性评定的相关经验,并结合CPIA655关于稳定性评定的准则,进行了氢氧发动机动态稳定性评定的方案探讨。分析表明,氢氧发动机有必要在全系统热试车状态下进行动态稳定性评定试验。所选定的扰动装置和传感器在喷注器面安装的方案可实现性最好,结构变动最小,可保持试验在原型燃烧室状态下进行,同时扰动效果较好,传感器敏感性较好。 展开更多
关键词 氢氧发动机 动态稳定性 扰动方法 评定试验
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氢氧火箭发动机高速氧涡轮泵转子动力学特性研究 被引量:9
9
作者 郑继坤 吴建军 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2005年第5期5-9,共5页
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。
关键词 氢氧火箭发动机 涡轮泵 转子动力学 动力学试验
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氢氧发动机真空点火及高空模拟试验 被引量:3
10
作者 郑大勇 陶瑞峰 胡骏 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2014年第5期38-43,共6页
上面级氢氧发动机的真空点火与起动过程是一个复杂的动态过程,与地面相比,由于受真空环境的影响,发动机推进剂预冷、充填、雾化与燃烧等一系列物理和化学过程将发生很大变化,存在海平面试车无法考核的技术盲点,影响发动机工作可靠性。因... 上面级氢氧发动机的真空点火与起动过程是一个复杂的动态过程,与地面相比,由于受真空环境的影响,发动机推进剂预冷、充填、雾化与燃烧等一系列物理和化学过程将发生很大变化,存在海平面试车无法考核的技术盲点,影响发动机工作可靠性。因此,国内外对上面级氢氧发动机均进行过广泛而深入的高空模拟试验研究,以考核和验证发动机真空点火、起动的可靠性,其中以J-2发动机开展的高空模拟试验最具代表性。 展开更多
关键词 氢氧发动机 高空模拟试验 点火及瞬态特性
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50吨级氢氧火箭发动机的设计与研制 被引量:4
11
作者 王维彬 巩岩博 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第7期1458-1465,共8页
系统性地回顾了长征五号运载火箭芯一级50t级氢氧火箭发动机YF-77的设计与研制历程。通过分析氢氧发动机的特点以及国内外氢氧发动机的发展现状,阐述了国内新一代运载火箭研发的技术路线和50t级氢氧火箭发动机的研制背景;对50t级氢氧火... 系统性地回顾了长征五号运载火箭芯一级50t级氢氧火箭发动机YF-77的设计与研制历程。通过分析氢氧发动机的特点以及国内外氢氧发动机的发展现状,阐述了国内新一代运载火箭研发的技术路线和50t级氢氧火箭发动机的研制背景;对50t级氢氧火箭发动机的总体技术方案及其特点进行了分析与总结,并在此基础上对发动机主要组件的技术方案及其特点开展分析;对发动机热试车情况、可靠性验证情况和故障排除情况进行了分析;对50t级氢氧火箭发动机的研制情况、技术特点进行了总结,并对国内氢氧发动机和液氧/甲烷发动机的发展进行了展望。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 运载火箭 氢氧发动机 总体方案 发动机试验
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液氧/煤油发动机试验起动过程推进剂供应技术 被引量:5
12
作者 李伟民 《火箭推进》 CAS 2006年第3期56-62,共7页
介绍了液氧/煤油发动机试验起动过程中的煤油供应技术。主要叙述起动容器系统的设计、主容器和起动容器接力工作和两个容器同时工作的工作方法及试验程序以及两个容器同时工作时起动容器液面的控制方法及影响因素。
关键词 液氧/煤油发动机 试验 煤油供应 起动技术
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大推力氢氧火箭发动机试验噪声治理技术概述
13
作者 孔凡超 刘万龙 +3 位作者 郭敬 胡旭坤 张奎好 甄江涛 《噪声与振动控制》 CSCD 2015年第4期189-192,共4页
在大推力氢氧火箭发动机试验中,噪声问题越来越突出,有必要对其采取噪声治理措施。总结大推力氢氧火箭发动机噪声治理的难点和影响大推力氢氧火箭发动机噪声治理的因素,介绍大推力氢氧火箭发动机高空模拟试验和地面试验的降噪方法,并对... 在大推力氢氧火箭发动机试验中,噪声问题越来越突出,有必要对其采取噪声治理措施。总结大推力氢氧火箭发动机噪声治理的难点和影响大推力氢氧火箭发动机噪声治理的因素,介绍大推力氢氧火箭发动机高空模拟试验和地面试验的降噪方法,并对喷水降噪后进一步的噪声治理措施给出建议。 展开更多
关键词 声学 氢氧火箭发动机试验 地面试验 高空模拟试验 噪声治理
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氢氧火箭发动机试验低温氢气燃烧处理装置研究
14
作者 方维 张伟 《传感器世界》 2019年第8期7-12,共6页
针对大推力氢氧火箭发动机试验富氢起动、富氢关机时排出的低温氢气安全处理问题,本文采取数值模拟结合工程试验的方式,设计氢氧火箭发动机试验低温氢气燃烧处理装置。装置以常温氢气火炬主动燃烧的方式处理环境中积聚的低温氢气,并以... 针对大推力氢氧火箭发动机试验富氢起动、富氢关机时排出的低温氢气安全处理问题,本文采取数值模拟结合工程试验的方式,设计氢氧火箭发动机试验低温氢气燃烧处理装置。装置以常温氢气火炬主动燃烧的方式处理环境中积聚的低温氢气,并以氮气引流的方式隔绝氢气,阻止氢气、燃气扩散。此方案在多个型号的发动机整机试验及动力系统试验中得到了成功的应用,具有较高的可靠性。 展开更多
关键词 氢氧火箭发动机试验 安全处理 低温氢气 主动燃烧装置
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氢氧发动机地面摇摆试验技术研究 被引量:2
15
作者 夏伟 陈世哲 +1 位作者 王占林 朱子勇 《火箭推进》 CAS 2015年第1期105-111,共7页
为有效考核氢氧火箭发动机的在轨飞行状态,需要在地面环境模拟发动机的摇摆工作情况。水平试验台承担氢氧发动机地面摇摆试验时,涉及地面热防护、推力测量系统防护、摇摆测控系统指令实时循环发送与更新、测控系统远程控制等4项关键技... 为有效考核氢氧火箭发动机的在轨飞行状态,需要在地面环境模拟发动机的摇摆工作情况。水平试验台承担氢氧发动机地面摇摆试验时,涉及地面热防护、推力测量系统防护、摇摆测控系统指令实时循环发送与更新、测控系统远程控制等4项关键技术。围绕上述4个方面,对氢氧发动机地面摇摆试验技术展开研究。采用数值仿真计算、经验公式、流程图设计、硬件搭建、软件程序编制等多元化的手段,结合实际情况确定输入输出条件,推导出相关结论。试验验证结果证明:摇摆试验地面热防护、推力测量系统防护具有简单易行、防护效果良好的特点,具有较好的工程实用价值。该技术在国内尚属首次应用,已成功申报一项国防专利。 展开更多
关键词 氢氧发动机 水平试验台 地面摇摆试验
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氢氧发动机多余物防控设计 被引量:1
16
作者 庞红丽 康红雷 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2021年第4期41-44,共4页
由于多余物的危害及航天产品高精尖的发展需要,多余物防控设计已成为产品设计不可或缺的设计准则。通过对氢氧发动机多余物的特点进行分析,发动机明确了介质精度控制要求并进行了过滤器的设计,可有效对多余物进行防控。针对氢氧发动机... 由于多余物的危害及航天产品高精尖的发展需要,多余物防控设计已成为产品设计不可或缺的设计准则。通过对氢氧发动机多余物的特点进行分析,发动机明确了介质精度控制要求并进行了过滤器的设计,可有效对多余物进行防控。针对氢氧发动机的低温特点,还进行了发动机“潮气及未置换干净的空气”的防控设计以防“冰堵”。 展开更多
关键词 氢氧发动机 多余物 过滤器 潮气 冰堵
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New Power for Boosting China's Aerospace Industry
17
作者 TAN Yonghua 《Aerospace China》 2017年第1期15-20,共6页
China's new-generation launch vehicle LM-5 successfully completed its maiden launch in November 2016.Among the new technologies applied in the launch vehicle,four types of liquid rocket engines attracted extensive... China's new-generation launch vehicle LM-5 successfully completed its maiden launch in November 2016.Among the new technologies applied in the launch vehicle,four types of liquid rocket engines attracted extensive attention.These engines feature advanced concepts and technologies such as a staged combustion cycle and expander cycle.The engines are the results of hard effort of more than ten years,which is also an epitome of the development history of China's aerospace industry.This paper gives a brief introduction to the technological schemes,main parameters,development process and application of the four types of engines that powered the new-generation launch vehicle.Finally,proposals for new liquid propulsion technology development in the future in China are presented. 展开更多
关键词 Launch vehicle Liquid rocket engine lox/kerosene lox/lh2
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