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火箭推进 2024年第3期50卷 1-10页

作者：陈锐达余鹏丁卫华刘昌国陈泓宇徐辉上海空间推进研究所上海201112 上海空间发动机工程技术研究中心上海201112

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... 详细信息

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。

关键词：空间液体火箭发动机热控组件多层隔热材料遮光板热辐射

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双组元150N发动机头部热控组件温度适应性研究

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推进技术 2023年第7期44卷 252-258页

作者：陈阳春丁卫华朱叶茂洪鑫上海空间推进研究所上海201112 上海空间发动机工程技术研究中心上海201112

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... 详细信息

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。

关键词：双组元150N发动机低温高温头部热控组件温度适应性

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模拟月面高温环境下120 N发动机点火特性和排气试验

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航空学报 2024年第11期45卷 227-238页

作者：陈锐达陈夏超陈泓宇徐辉洪鑫上海空间推进研究所上海201112 上海空间发动机工程技术研究中心上海201112

为了考察月面高温环境下液体火箭发动机的工作能力,开展了双组元120 N自燃推进剂发动机高空模拟热试车,通过包覆热控组件和添加比例积分微分控制装置实现了对推进剂供应管路和电磁阀壳体的加热和保温,研究了常温和80~135℃保温对发动机... 详细信息

为了考察月面高温环境下液体火箭发动机的工作能力,开展了双组元120 N自燃推进剂发动机高空模拟热试车,通过包覆热控组件和添加比例积分微分控制装置实现了对推进剂供应管路和电磁阀壳体的加热和保温,研究了常温和80~135℃保温对发动机点火时的稳态工作性能、脉冲工作性能的影响,验证了保温后进行长脉宽脉冲程序点火排出汽化推进剂的可行性。试验结果表明:各个高温条件下,发动机均可实现稳态和脉冲模式工作,稳定后稳态工作性能相当,基于推力测量的启动响应时间较常温条件下明显延长,关机时恢复至正常水平。受推进剂密度和四氧化二氮气液流动状态的综合影响,在保温80、90、105、120、135℃时,30 ms脉宽下首个脉冲推力冲量相对常温条件下的占比分别为80%、66%、31%、16%、17%。当脉宽小于或者大于启动响应时间时,推力冲量相较常温下的偏差值随脉宽增大均逐渐缩小。7组128 ms脉宽的脉冲程序可以基本排净推进剂供应管路内汽化的推进剂,排气程序结束后发动机脉冲工作性能恢复至正常水平。

关键词：液体火箭发动机高温环境热控组件推进剂汽化工作性能脉冲冲量

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空间站150 N发动机双机机组点火温度特性试验研究

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上海航天(中英文) 2023年第5期40卷 140-146页

作者：陈锐达吴凌峰徐辉关亮汤建华上海空间推进研究所上海201112 上海空间发动机工程技术研究中心上海201112

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... 详细信息

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。

关键词：空间站双机机组温度特性热控组件热烘烤

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