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燃烧条件下自燃推进剂的雾场及火焰实验研究

火箭推进 2019年第4期45卷 26-31页

作者：夏益志杨伟东王勇洪流西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室

为研究双组元自燃推进剂喷雾燃烧的特点,在单互击式喷嘴矩形燃烧室内开展了一甲基肼/四氧化二氮(MMH/NTO)推进剂喷雾燃烧过程可视化实验,采用高速相机直接拍摄并获得了MMH/NTO的火焰自然发光图像,采用高速相机及光源后置消光法拍摄并获... 详细信息

为研究双组元自燃推进剂喷雾燃烧的特点,在单互击式喷嘴矩形燃烧室内开展了一甲基肼/四氧化二氮(MMH/NTO)推进剂喷雾燃烧过程可视化实验,采用高速相机直接拍摄并获得了MMH/NTO的火焰自然发光图像,采用高速相机及光源后置消光法拍摄并获得了燃烧条件下MMH/NTO撞击后的雾场图像。通过实验得到了以下结论:燃烧条件下,MMH/NTO液相主要集中在喷注面附近的喷射雾化区,其面积随燃料射流速度增大而增大;MMH/NTO着火点距离喷注面距离及着火过程的火焰传播速度随推进剂喷射速度增加而增大;按自然发光亮度划分,MMH/NTO火焰分为外层火焰、内层火焰及焰心,焰心亮度最高,其面积随燃料喷射速度增加先减小后增大;MMH/NTO反应长度及火焰张角随燃料喷射速度增加而增大,与喷射雾化区随燃料喷射速度的变化趋势一致。

关键词：双组元推进剂自燃互击式喷嘴雾化燃烧

补燃发动机完全自身起动过程富氧燃气温度控制

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火箭推进 2020年第3期46卷 33-40页

作者：管杰刘上刘志让液体火箭发动机技术重点实验室陕西西安710100 航天推进技术研究院陕西西安710100

为了防止富氧补燃循环发动机在完全自身起动过程中出现烧蚀情况,需要研究降低发生器富氧燃气温度峰值的方法。利用成熟的发动机组件数学模型,建立了发动机完全自身起动过程动态仿真模型,并通过试验数据验证了仿真模型的合理性。基于计... 详细信息

为了防止富氧补燃循环发动机在完全自身起动过程中出现烧蚀情况,需要研究降低发生器富氧燃气温度峰值的方法。利用成熟的发动机组件数学模型,建立了发动机完全自身起动过程动态仿真模型,并通过试验数据验证了仿真模型的合理性。基于计算结果,分析了起动过程中发生器富氧燃气温度的变化过程,进一步分析了产生3个温度极大值的原因。通过仿真研究,分析了不同起动参数对富氧燃气温度峰值的影响。结果表明:提高发生器氧化剂流量和减缓发生器燃料流量增速可以降低富氧燃气温度峰值,具体措施有提高氧化剂贮箱压力、减小供应管路长度、提高副路转级阀的作动压力和减小其转级速率。

关键词：液体火箭发动机补燃循环完全自身起动富氧燃气温度

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部分裂解煤油的旋转爆震发动机数值模拟

火箭推进 2020年第6期46卷 52-59,68页

作者：王丹周晨初陈宏玉严宇洪流西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室陕西西安710100

采用液态煤油作为燃料的旋转爆震发动机具有结构简单、性能高、推进剂可长期贮存的优势,但存在煤油起爆困难的问题。以煤油—空气作为推进剂的旋转爆震发动机为研究对象,研究通过预先加热使得煤油部分裂解再进行点火的起爆过程。建立部... 详细信息

采用液态煤油作为燃料的旋转爆震发动机具有结构简单、性能高、推进剂可长期贮存的优势,但存在煤油起爆困难的问题。以煤油—空气作为推进剂的旋转爆震发动机为研究对象,研究通过预先加热使得煤油部分裂解再进行点火的起爆过程。建立部分裂解煤油化学反应模型,开展燃烧室内的点火起爆过程仿真分析,计算结果表明,在点火起爆的初始阶段爆震波的形成和发展具有一定的不确定性,进入燃烧室的燃料组分对形成稳定爆震波所需的时间及爆震波最终的传播方向均有影响。裂解率的提升可能导致燃烧区发生缓燃,使得形成稳定爆震波的时间延后。发动机稳定工作时,不同裂解率条件下旋转爆震波传播频率均为7500 Hz,爆震波峰值压力2.3 MPa,发动机比冲在不同周期略有起伏,平均比冲均维持在1340 m/s。

关键词：旋转爆震发动机预先加热爆震燃烧煤油裂解发动机性能评估

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螺栓预紧力对振动试验夹具动态特性的影响

火箭推进 2020年第6期46卷 69-75页

作者：王旭阳张磊许红卫宋少伟张允涛西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室陕西西安710100

夹具动态特性影响着振动试验的质量。螺栓结合面刚度与螺栓预紧力密切相关,从而影响到夹具的动态特性。基于模态试验数据建立了4种不同螺栓连接方式的有限元模型,确定了合理的螺栓动力学简化方法。在此基础上,采用数值计算、试验验证与... 详细信息

夹具动态特性影响着振动试验的质量。螺栓结合面刚度与螺栓预紧力密切相关,从而影响到夹具的动态特性。基于模态试验数据建立了4种不同螺栓连接方式的有限元模型,确定了合理的螺栓动力学简化方法。在此基础上,采用数值计算、试验验证与理论分析相结合的方法开展螺栓预紧力对夹具模态的影响规律分析,数值计算结果与试验结果高度吻合,简化振动试验系统力学模型中第1阶整体频率随预紧力的变化趋势与数值计算结果具有一致性,计算结果表明:螺栓预紧力在10~45 kN递增时,夹具各阶模态振型不发生改变,固有频率数值呈对数函数趋势增长,存在饱和预紧力现象。

关键词：螺栓结合面刚度螺栓预紧力固有频率饱和预紧力

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用于低温试验的多通道高精度铂电阻测温电路

火箭推进 2020年第3期46卷 96-102页

作者：凌思睿张伟北京航天试验技术研究所北京100074

在低温推进剂蒸发量控制等低温试验中,高精度的温度测点数量多,并且要求必要时屏蔽失效的测点,导致调理电路成本较高。为解决上述问题,设计了一种适用于低温试验多通道温度测量的铂电阻测温电路。设计了恒流源电路、放大滤波电路。利用A... 详细信息

在低温推进剂蒸发量控制等低温试验中,高精度的温度测点数量多,并且要求必要时屏蔽失效的测点,导致调理电路成本较高。为解决上述问题,设计了一种适用于低温试验多通道温度测量的铂电阻测温电路。设计了恒流源电路、放大滤波电路。利用ATMega328P和串口屏开发了通道控制和人机交互界面。用于测温的多个铂电阻与已知参考电阻以同一个恒流源串联供电,通过比例式测量消除了恒流源性能对测量精度的影响。误差分析和测试校准证明其电阻测量精度达到0.05%,可广泛应用于实验室和试验现场的低温测量系统中。

关键词：测温电路多通道比例式测量低温试验铂电阻

液体火箭发动机针栓喷注器雾化燃烧技术研究进展

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火箭推进 2020年第4期46卷 1-13页

作者：石璞朱国强李进贤侯晓西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室陕西西安710072 中国航天科技集团有限公司北京100048

针栓喷注器具有结构简单、可靠性高、燃烧稳定,可实现深度节流、面关机、机构可按比例缩放、成本低等显著优点,以其为基础的推力调节技术是一种实现液体火箭发动机变推力方案的有效途径,得到了广泛的应用。基于国内外针栓喷注器及针栓... 详细信息

针栓喷注器具有结构简单、可靠性高、燃烧稳定,可实现深度节流、面关机、机构可按比例缩放、成本低等显著优点,以其为基础的推力调节技术是一种实现液体火箭发动机变推力方案的有效途径,得到了广泛的应用。基于国内外针栓喷注器及针栓式发动机技术的发展现状和应用实例,着重从喷注器雾化性能和发动机燃烧流动问题2个方面进行了分析,在此基础上提出了对喷注器及发动机技术研究方向和研究重点的建议。

关键词：针栓喷注器液体火箭发动机推力调节雾化性能燃烧性能

融合增材制造的液体火箭发动机创新设计方法与应用

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火箭推进 2023年第4期49卷 1-16页

作者：谭永华赵剑张武昆王珺高玉闪中国航天科技集团有限公司北京100048 航天推进技术研究院陕西西安710100 西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室陕西西安710100

增材制造技术在液体火箭发动机中应用的广度和深度不断增强。在发动机的设计层面,经历了由最初的“原位制造替代”到中间的“制造驱动设计”,再到“设计引领制造”3个设计理念阶段的变革。对融合增材制造的液体火箭发动机创新设计方法... 详细信息

增材制造技术在液体火箭发动机中应用的广度和深度不断增强。在发动机的设计层面,经历了由最初的“原位制造替代”到中间的“制造驱动设计”,再到“设计引领制造”3个设计理念阶段的变革。对融合增材制造的液体火箭发动机创新设计方法和准则进行了总结,包括结构优化设计技术、结构与功能一体化设计技术、复杂组件集成技术和基于增材制造工艺约束与材料性能的设计技术。以常平环和换热器等在发动机增材制造中应用很广泛的典型承载和热力组件为例,介绍了融合增材制造后产品的具体创新设计思路。对融合增材制造的液体火箭发动机创新设计方法和发展方向进行了总结与讨论。

关键词：液体火箭发动机增材制造融合创新设计结构功能一体化轻量化

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液体火箭发动机涡轮盘低周疲劳寿命预测

火箭推进 2020年第6期46卷 13-21页

作者：杜大华王珺王红建贺尔铭液体火箭发动机技术重点实验室陕西西安710100 西北工业大学航空学院陕西西安710072

涡轮是液体火箭发动机重要的能量转换部件,其工作可靠性将直接关系到发动机乃至航天运载器的安全性,因此迫切需要对涡轮盘的疲劳寿命进行准确预测。首先,进行涡轮全三维非定常气—热—固耦合分析,给出涡轮启停、稳定工作过程的压力、温... 详细信息

涡轮是液体火箭发动机重要的能量转换部件,其工作可靠性将直接关系到发动机乃至航天运载器的安全性,因此迫切需要对涡轮盘的疲劳寿命进行准确预测。首先,进行涡轮全三维非定常气—热—固耦合分析,给出涡轮启停、稳定工作过程的压力、温度载荷;其次,在离心力、气动载荷和热负荷共同作用下进行弹塑性分析,获取涡轮在启动、关机瞬变过程及稳定运转阶段应力应变响应数据;再次,采用Morrow弹性应力线性修正方法进行平均应力修正,利用基于Von-Mises应力修正方法和Manson-McKnight多轴应力方法将多轴应力作用转换为单轴应力作用,并以GH4586材料疲劳性能试验数据为基础,提出一种基于等寿命原理修改应变—寿命预估公式的方法;最后,基于局部应力应变的修正Manson-Coffin(M—C)通用斜率方程对轮盘热端结构在工作循环下的低周疲劳寿命进行精确分析。研究表明,涡轮盘具有一定的疲劳强度安全裕度,启动过程力热冲击对轮盘疲劳寿命的影响较大,分析结论可为涡轮疲劳强度设计提供参考依据。

关键词：疲劳寿命低周疲劳涡轮盘液体火箭发动机