空间低冰点推进剂发动机宽温域工作特性研究

空间双组元发动机采用MON-25/MMH低冰点推进剂具有低温环境工作优势。对深空探测40 N低冰点推进剂发动机开展地面热试车,研究了不同推进剂温度(-35~25℃)和室压(1.6~2 MPa)下的发动机工作特性,并与NTO/MMH常规推进剂进行比较。结果表明,在推进剂宽温域内,发动机能在额定工况下(混合比=1.65,室压=1.8 MPa)正常地稳态和脉冲自燃点火工作,其燃烧室效率和喉部温度随着推进剂温度降低而轻微地下降。发动机以12~60 ms脉宽持续脉冲工作时产生平均室压冲量为0.021~0.127 MPa·s,各室压波形完整、一致性较好,且基本不受推进剂温度变化影响。与常规推进剂相比,低冰点发动机的燃烧室效率降低了约1%,开机响应时间延长了近3 ms,且存在室压波动幅度增大现象,由于高饱和蒸气压的MON-25喷注气化引起雾化和燃烧过程脉动。室压波动特征频率在150~350 Hz内变化,通过提高室压、降低推进剂温度等抑制气化的方法能有效地减弱波动幅度至常规推进剂水平,并使特征频率消失。

安装热控组件对空间液体火箭发动机工作特性的影响

准确掌握安装不同热控组件后对空间液体火箭发动机工作性能和温度特性的影响对其在轨使用可靠性至关重要。对双组元150 N发动机开展高空模拟热试车,依次考察了安装头部法兰下表面热控组件、头部包覆多层隔热材料和遮光板对发动机稳态工作特性的影响。结果表明:安装热控组件后,发动机推力输出稳定;头部法兰下表面安装热控组件可以有效隔离高温身部的热辐射,可降温125~160℃,减少30%~44%的法兰温度增长;后续安装的头部包覆多层隔热材料和遮光板对法兰温度分布基本没有影响,头部包覆多层隔热材料会导致头身焊缝温度升高约40℃;遮光板不影响头身焊缝温度,但会增加头部法兰下表面受到的辐射热流。安装不同热控组件对发动机工作性能没有影响,发动机累计稳态工作4163 s、脉冲工作25000次后,多层隔热材料中心约20 mm区域发生烧蚀,此时热控组件仍能有效降低高温身部的热辐射影响,建议增大多层材料中心开孔直径至100 mm以上。

轨控发动机喉部高温问题分析与抑制方法

针对发动机在稳态试车点火过程中出现的喉部单侧局部高温和焊缝温度阶跃升高的现象,导致身部涂层寿命衰减及产生了局部应力,严重危害发动机可靠性的问题,采用CFD仿真对头部喷注器结构建模,结合流阻数学模型进行优化分析,优化流道内的分配结构,实现降低喷注流阻的同时改善撞击对流量造成的不均匀性问题,并通过调整撞击参数,优化燃烧组织和边区液膜冷却方案,优化边区混合比,同时降低了喉部温度和周向温差。改进后的发动机经过试验验证,在性能不变的情况下使高空模拟热试车喉部温度由近1500℃下降至1270℃,头身焊缝处温度由520℃下降至310℃,发动机身部周向温度差控制在50℃以内,有效地解决了发动机喉部的高温问题,提升了发动机的使用寿命和工作可靠性。

基于响应面法的单元发动机喷注器优化设计

针对某新研单元发动机喷注器热阻优化的问题,采用仿真计算分析研究支架结构参数对支架热阻与结构强度的影响,并基于响应面法(RSM)对喷注器支架进行结构优化设计。计算结果表明:在计算范围内,对支架隔热性能影响最大的是支架高度,其次是支架厚度,最后是支架孔直径。随着支架高度的增加,支架热阻逐渐增大,而支架热阻则随着支架厚度与孔直径的增加而降低。对支架结构等效应力影响最大的是支架孔直径,其次是支架高度,最后是支架厚度,并且随着支架孔直径的增加,支架结构等效应力逐渐增大,而支架最大等效应力随着支架高度和厚度的增加而减小。通过采用响应面法改进后的支架在结构强度满足发动机力学环境的条件下,喷注器热阻得到明显提高。

1.5tf再生冷却液体火箭发动机关键技术与试验验证

1.5 tf再生冷却液体火箭发动机用于我国载人登月新一代载人飞船主动力,具备高可靠、高比冲和多次点火启动等能力。头部采用多组喷注单元同心圆排列的直流互击式喷注器,身部燃烧室采用增材制造中逐层熔覆的激光选区熔化技术制备,喷管延伸段采用轻质C/SiC复合材料制备,两者通过螺栓、法兰连接和柔性石墨密封。采用再生冷却、液膜冷却和辐射冷却的组合热防护方式加强身部冷却效果,双密封联动的低流阻气动电磁阀控制推进剂流动。通过设计和工艺联合攻关,初步突破了高性能稳定燃烧和可靠冷却、再生冷却身部一体化增材制造、大尺寸复合材料喷管成形和连接等关键技术,通过了地面热试车和高空模拟热试车验证。发动机工作稳定,再生冷却温升裕度大,实测真空比冲为315.3 s,达到相同系统参数下国际先进水平,主要技术指标满足设计要求,为后续工程研制奠定了坚实的技术基础。

空间站150 N发动机双机机组点火温度特性试验研究

为了掌握空间站多机机组发动机点火工作温度特性,对150 N发动机双机机组开展高空模拟热试车,研究单个分机点火、双机同时点火以及机组机架包覆热控组件对发动机工作的影响。试验结果表明:单个分机长时间点火导致不点火分机的氧化剂、燃料路电磁阀温度近似线性上升,平均最大温升速率分别为0.033℃/s和0.047℃/s。双机同时点火时,中心轴线间距180 mm的燃烧室喉部温度不会受到相邻分机点火的影响;氧化剂路电磁阀温度基本保持不变,斜向安装的燃料路电磁阀受相邻分机热烘烤产生的温升速率为0.018℃/s,占总温升速率的比例约35%。双机机组上单个分机长时间点火会对不点火分机头部法兰和电磁阀持续产生热烘烤作用,机组机架包覆热控组件后可以有效降低烘烤的影响。

空间核电源热电转换技术研究综述

空间热电转换技术是空间核电源的关键技术之一,发电功率覆盖瓦级至兆瓦级,可满足各类航天任务对空间电源的需求,因此发展空间热电转换技术至关重要。从基本原理、国内外应用情况等方面梳理包括热电偶转换、热离子转换、碱金属转换、磁流体转换、热光伏转换、朗肯循环、斯特林循环和布雷顿循环在内的各种空间核电源热电转换技术研究进展,总结各种热电转换技术空间应用的技术难点,分析热电转换技术实现长寿命、免维护基本要求的研发方向,针对不同空间核电源的功率需求,提出热电转换技术主导方案。当空间核电源功率需求小于100 kWe时,建议采用热电偶转换或热离子转换等静态热电转换技术;当功率需求超过100 kWe时,应采用布雷顿循环等动态热电转换技术。

双组元150N发动机头部热控组件温度适应性研究

为获得双组元150N发动机头部热控组件在低温工况下的加热能力以及发动机长程点火期间头部热控组件各处的温度分布、性能变化,应用有限元分析软件I-DEAS/TMG在给定的温度边界条件下进行了仿真分析,分别获得了低温工况下头部稳态平衡温度以及发动机长程点火期间头部瞬态温度。搭建了试验装置,通过电热炉对头部烘烤,设定控温点为400℃,恒定时间45min,获得了头部热控组件各处的温度分布及加热器阻值的变化。通过仿真计算和地面试验,得出以下结论:(1)热控组件能保证发动机在最恶劣低温工况下温度高于0℃;(2)在地面试验工况包络发动机在轨最长工作时间2500s的情况下,包含加热器、热敏电阻、导线等在内的热控组件均处于有效工作状态,为热控组件的高温耐受能力提供了有力支撑。

硝酸羟胺发动机喷注器特种流量分配方法

硝酸羟胺(HAN)发动机如果采用传统肼类均匀分配喷注器,那么在靠近喷注器一段距离的催化床内,中心温度低于边缘温度,中心位置反应物转化率低于边缘位置,并且中心位置反应物质量分数高于边缘位置,该不均匀性将影响发动机工作寿命。针对HAN发动机喷注器采用传统设计方案容易使得催化床中心过载的问题,提出了一种“外密内疏”流量分配喷注器设计方法,并给出了该方法的设计理论。开展了基于传统喷注器结构和新型“外密内疏”喷注器结构的60 N HAN发动机热试车试验,对比结果表明,传统均匀分配喷注器的60 N HAN发动机工作680 s后发动机失效,而采用新型特种流量分配方案喷注器的发动机可较稳定地完成1200 s长稳态工作。提出的新型喷注器设计方法为长寿命HAN发动机工程应用提供了参考。

双组元150 N自燃推进剂发动机单阀打开脉冲特性

为了研究单路电磁阀打开对采用自燃推进剂的双组元空间液体火箭发动机脉冲工作特性的影响,对150 N发动机开展高空模拟热试车。采用推进剂组合为四氧化二氮和甲基肼,考察了氧化剂路、燃料路电磁阀同时打开和分别单独打开时20、30、50、80 ms脉宽下的发动机脉冲工作特性,脉冲控制周期均为160 ms。试验结果表明:(1)仅氧阀打开时,20、30 ms脉宽下的发动机平均推力冲量分别为0.35、0.41 N·s,分别为对应正常工况的11.08%、9.51%;50、80 ms脉宽下平均推力冲量分别为0.47、0.63 N·s,分别为对应正常工况的6.20%、5.33%,四氧化二氮均发生了充分的闪蒸雾化。(2)仅燃阀打开时,20、30 ms脉宽下的发动机平均推力冲量值相当,分别为0.17、0.18 N·s,分别为对应正常工况的5.38%、4.18%,甲基肼主要呈液态从喷管出口边缘流出;当脉宽增大至50、80 ms时,甲基肼发生不完全的闪蒸,发动机平均推力冲量随脉宽增大而逐渐增大,分别为0.22、0.31 N·s,分别为对应正常工况的2.90%、2.62%。单阀打开时,发动机脉冲工作产生的推力冲量主要与推进剂的闪蒸雾化程度有关。

小推力空间液体火箭发动机夹气启动特性

为了探究供应管路夹气对液体火箭发动机启动过程的影响,利用彩色高速相机捕捉了双组元150 N发动机直流互击式喷注器雾化特征,对比了夹气和不夹气状态下喷雾场的启动过程,并在高空模拟热试车台进行了国内首次小推力空间液体火箭发动机夹气启动验证试验,采用氮气对真空舱内推进剂供应管路吹除后直接进行推进剂充填并点火。结果表明,夹气状态下的喷注器喷雾场空间分布上主要集中于中心轴线区域,局部区域雾化效果增强,液滴直径减小,雾化锥角增大;夹气雾化充分发展时,中心主射流起始段和边区射流局部出现断流,空间整体分布均匀性较差。高空模拟热试车条件下,夹气没有对发动机启动过程造成持续性振荡,点火推力峰有增大的趋势,发动机其他性能、温度、振动等测量参数以及开关机过程没有发生显著变化。但是,夹气一定程度上增加了发动机启动过程的复杂性和不确定性因素,工程上需要引起足够重视,强烈建议热试车时增加3 s预点火程序,排出推进剂充填后发动机控制阀前可能产生的气泡,确认发动机启动无异常后再继续后续点火程序。

空间实验室490 N发动机热控设计

采用新型片式加热器实现对490 N发动机头部加热方法的改进,利用I-DEAS/TMG有限元热分析软件仿真了发动机头部温度场。分析了热控组件及发动机支架的耐温能力,提出了飞控过程中490 N发动机关机的温度判据。阐述了控温回路及其控温点设计,并介绍了控温策略。最后给出了在轨飞行试验的温度控制数据,验证了热控设计的有效性。

液氧/液甲烷姿控发动机点火技术研究

液氧/液甲烷推进剂组合具有高比冲性能以及其他优异的综合使用性能,已经成为未来空间化学推进的重要发展方向之一。点火技术作为液氧/液甲烷姿控发动机的重大关键技术,对发动机可靠启动、响应特性、脉冲一致性等关键指标具有重要影响。欧美国家已经开展系统以及相关组件的预先研究,其中美国已经完成了系统级的地面自由飞行试验。国内也已开展了低温推进系统技术论证,并开展了主发动机、姿控发动机以及点火器、低温贮箱、低温阀门等关键组件的研发。针对液氧/液甲烷低温推进剂组合进行了点火技术分析筛选和试验研究,验证了电火花点火与激光诱导等离子点火两种方案的原理可行性。试验表明在入口条件从气态到液态的宽广范围内两种方案均能实现可靠、可重复点火,两种点火方式对于LOx/LCH4发动机均原理可行。试验得出可靠点火的火花能量边界特性、混合比边界特性、响应特性以及脉冲特性,为后续液氧甲烷发动机设计提供依据。

国外单组元变推力发动机应用与关键技术

介绍了国外单组元变推力发动机的应用现状,阐释了单组元变推力发动机的结构和设计原理,总结了研制和改进过程中的关键技术,主要包括径向双层夹套催化床设计、径向喷注器设计、流量稳定调节技术和催化床空穴控制技术等。美国为火星软着陆研制的MR-80和MR-80B无水肼单组元变推力发动机分别应用于“海盗”号和“好奇”号着陆器下降级推进系统。MR-80发动机可实现275~2835 N变推力调节,推力变比为10∶1,比冲为205 s,呈120°均布于“海盗”号着陆器三角形基座的长边。“好奇”号下降级推进系统由2个高压氦气瓶、3个推进剂贮箱、8台单组元变推力发动机、8台单组元250 N姿控发动机、1个压力控制组件和3个推进剂控制组件组成,MR-80B发动机可产生31~3603 N的真空推力,推力变比达到100∶1,比冲范围为204~223 s。

新型弹簧床结构的HAN基发动机技术

为改善硝酸羟胺(HAN)基发动机催化剂在长时间工作的工况下容易发生破碎而产生空穴的现象,本文提出一种新型弹簧床结构发动机设计方法,对发动机催化床进行改进优化设计。该设计可实现,常温环境下弹簧所提供的最大弹力不足以压碎催化剂;同时在高温环境下,弹簧的最小弹力足以克服催化床受到的流动阻力,可大幅提高发动机工作寿命、性能和可靠性。为验证该设计方法的有效性,分别开展了传统结构和新型弹簧床结构的HAN基1N发动机温启动试验。试验结果表明:在相同试验条件下,传统结构1N发动机温启动次数不超过150次,而使用新型弹簧床结构的1N发动机温启动次数超过了500次,且工作性能更优。试验结果证明了该设计方法的有效性,为HAN基发动机长寿命可靠工作奠定了良好的技术基础。

工业CT检测技术在5 kN发动机研制中的应用

针对5 kN发动机结构焊缝和复合材料喷管不可检不可测的难题,开展了工业CT检测技术研究。分析了复杂结构焊缝和复合材料喷管的常规方法检测难点,利用工业CT检测技术穿透能力强、不受工件复杂结构影响的优势,对5 kN发动机产品中的电子束焊缝、氩弧焊焊缝、复合材料喷管等结构进行了检测试验,得到了良好的检测效果。结果表明,工业CT检测技术可以识别5 kN发动机产品中的气孔、未焊透、分层、裂纹等缺陷,并实现对缺陷的定位与测量,可为焊缝质量评估提供依据。

HAN基无毒单元发动机常温启动技术研究

与目前采用的肼类推进剂相比,硝酸羟胺(简称HAN)基推进剂具有无毒无污染的特点,可以简化地面操作,减小爆炸的风险和对工作人员的伤害,能极大节约发射和使用维护的成本。然而,HAN基推进剂催化分解速率比肼类推进剂慢得多,因此HAN发动机催化床预热温度越低,可靠工作越困难。对HAN基单元发动机的常温启动技术进行了研究,并对发动机常温启动和120℃启动热试车试验进行了对比分析。研究结果表明:HAN发动机可实现常温启动,但HAN基单元发动机在120℃条件下启动比常温条件下启动更快,工作寿命长;对于常温启动的试验程序,采用脉冲工作时间较短且间隔时间较长的方案,发动机启动更快,工作寿命也更长。

第二代490N轨控发动机研制及在轨飞行验证

490N液体火箭发动机被广泛使用于航天器远地点机动入轨或者为其他轨道机动提供推力。我国第一代490N发动机真空比冲为304.7s,曾经成为制约我国航天器寿命上台阶的技术瓶颈,因此开展了基于铌合金材料的高性能第二代490N发动机研制工作,比冲提高10s。对第二代490N轨控发动机的研制和在轨飞行验证结果进行了总结和分析。第二代490N发动机研制过程中突破了高性能喷注器、耐高温材料及涂层、发动机头部喷注器法兰和燃烧室壁面结构温度控制、抗高量级力学环境能力以及热防护罩等多项关键技术,真空比冲达到了317.8s,单台发动机累计199次启动工作寿命40000s以上,工作性能达到国际同等水平。

HAN基无毒单组元1N发动机设计研究

对硝酸羟胺(HAN)基单组元1N发动机的设计进行了研究。给出了发动机总体设计中喷注方式、催化床、支架、身部材料和控制阀等要点。介绍了发动机研制中突破的关键技术:采用3孔喷注器对流量进行均匀分配,提高发动机温起动次数,缩短响应时间;催化床分隔为前床和后床,分别使用不同直径大小的催化剂,减小空腔,提高发动机性能;挡板和分隔板应用耐高温铂铑合金材料,提高发动机性能和寿命。高空模拟热试车表明:设计的HAN基1N发动机可实现平稳点火,并获取了发动机的稳态和脉冲工作性能。发动机研制已完成了模样阶段并转入初样阶段,并被国内快响小卫星采用。

C/SiC复合材料在高能HAN发动机上应用研究

针对高能硝酸羟胺(HAN)发动机特点,联合国防科技大学与贵研铂业股份有限公司研发了新型C/SiC复合材料身部,并进行地面试验。试验结果表明,C/SiC复合材料身部结构完好,表面HfO_2基环障涂层较完整,未出现显著开裂、剥落,涂层效果明显,保证了HAN单元发动机工作寿命。本研究为C/SiC身部在HAN单元发动机上工程化应用提供参考。