国外大型液体火箭主发动机比较分析 被引量：6

1

作者 陈允宗 才满瑞 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2011年第4期32-36,共5页

对国外大型液体火箭主发动机进行分析,比较分析其推进剂组元、燃烧循环方式和性能参数,研制与改进路径,设计、制造和试验方法,总结大型液体火箭发动机的发展趋势。

关键词 主发动机 推进剂组元 循环方式 研制和改进路径

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某导弹弹体对主发动机转子振动的响应

2

作者 徐学文 徐新琦 袁书生 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2003年第3期86-88,共3页

根据主发动机在转子最大不平衡量作用下产生的激振力 ,应用动态分析有限元法计算了导弹飞行过程中弹体在发动机额定转速和巡航转速下的稳态响应 ,为进一步分析弹上仪器的响应及其可靠性提供理论依据。

关键词 导弹 弹体 主发动机转子 振动 响应 不平衡量 激振力 可靠性

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基于风险评估的航天飞机主发动机红线管理策略

3

作者 谭松林 《火箭推进》 CAS 2000年第5期52-60,共9页

本文以航天飞机主发动机为研究对象,运用定量风险评估技术建立了发动机的风险模型,通过对发动机失效的随机分布进行研究,确定了发动机出现故障时的红线管理策略。

关键词 航天飞机主发动机 风险 红线策略

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航天飞机主发动机主要工况验证试验 被引量：1

4

作者 宁建华 《火箭推进》 CAS 1999年第2期35-46,共12页

在1995年8月至1996年5月间,利用技术试验基础(TTB)发动机实施了航天飞机主发动机(SSME)试验计划。对单级入轨火箭的研究表明,扩大推进系统的工作范围可显著降低火箭重量和成本。该试验计划证明,SSME 能在很宽的工作范围内安全工作,因此... 在1995年8月至1996年5月间,利用技术试验基础(TTB)发动机实施了航天飞机主发动机(SSME)试验计划。对单级入轨火箭的研究表明,扩大推进系统的工作范围可显著降低火箭重量和成本。该试验计划证明,SSME 能在很宽的工作范围内安全工作,因此可用于单级入轨任务。共完成了八项试验,其中四项是在马歇尔航天飞行中心(MSFC)先进的发动机试验台上完成的,另外四项在斯特尼斯航天中心(SSC)A—2高空试验台上完成。主要试验项目有:1)发动机混合比在5.4～6.9之间的主级工况;2)在显著降低发动机入口压力(液氧为0.34MPa,燃料为0.26MPa)下的额定起动性能;3)在额定功率(RPL)的17%,22%,27%,40%,45%和50%下的低功率工况。采用高度仪表化的 TTB 发动机能够详细研究发动机系统的工作情况,这是标准的 SSME 所不能完成的,而且对更深入地了解SSME 和一般液体火箭发动机的能力起到了重要作用。 展开更多

关键词 航天飞机主发动机 单级入轨火箭 试验论证

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航天飞机主发动机液氧泵高同步振动问题 被引量：1

5

作者 孙国庆 杨瑞亭 《火箭推进》 CAS 1995年第2期8-17,共10页

有效地解决推进系统发动机研制中出现的问题是航天系统成功的关键。航天飞机主发动机(SSME)研制阶段改型的液氧泵出现了一些问题使计划遇到麻烦,需特别注意解决。其中高同步振动问题最为严重,要求政府承包商协同预以解决。本文介绍研究... 有效地解决推进系统发动机研制中出现的问题是航天系统成功的关键。航天飞机主发动机(SSME)研制阶段改型的液氧泵出现了一些问题使计划遇到麻烦,需特别注意解决。其中高同步振动问题最为严重,要求政府承包商协同预以解决。本文介绍研究方法(故障树逻辑法)、轴承转子动力系统的复杂性,问题及其解决措施。 展开更多

关键词 航天飞机主发动机 液氧泵

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苏联大型运载火箭主发动机 被引量：2

6

作者 Boris I.Gubanov 孙国庆 《国外导弹与航天运载器》 1991年第12期32-39,共8页

本文介绍了苏联大型运载火箭现有一、二子级推进系统的情况,其中主要包括RD-170液氧/煤油和RD-0120液氧/液氢发动机的设计规范及总结。文中也介绍了发动机研制新的方向,主要是提高可靠性和安全性。另外,也介绍了三组元推进剂火箭发动机... 本文介绍了苏联大型运载火箭现有一、二子级推进系统的情况,其中主要包括RD-170液氧/煤油和RD-0120液氧/液氢发动机的设计规范及总结。文中也介绍了发动机研制新的方向,主要是提高可靠性和安全性。另外,也介绍了三组元推进剂火箭发动机的研制工作。 展开更多

关键词 火箭发动机 运载火箭 主发动机

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航天飞机主发动机故障原因分析 被引量：1

7

作者 H.A.Cikanek 张静 《国外导弹与航天运载器》 1989年第9期14-17,共4页

为了研制航天飞机推进装置故障早期发现自动系统,马歇尔航天飞行中心对航天飞机飞行或试验过程中出现的故障进行了大量的研究工作。

关键词 航天飞机 主发动机 推进装置 故障

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航天飞机主发动机高压液氧涡轮泵的氦气缓冲面密封件的设计与分析 被引量：1

8

作者 Wilbur Shapiro 王向阳 《国外导弹与航天运载器》 1992年第4期5-17,共13页

气体缓冲密封件中有一种是由两个相对配置并各与一个单独轴环配合的流体薄膜面密封件组成。缓冲气体由外径处引入,通过每个密封件的径向间隙流向内径处两个相对而又隔开的环境中。对于应用于航天飞机主发动机液氧涡轮泵的氦气缓冲密封... 气体缓冲密封件中有一种是由两个相对配置并各与一个单独轴环配合的流体薄膜面密封件组成。缓冲气体由外径处引入,通过每个密封件的径向间隙流向内径处两个相对而又隔开的环境中。对于应用于航天飞机主发动机液氧涡轮泵的氦气缓冲密封件的这种安排作了研究。考虑过各种面密封件结构,从中选择出自激励流体静力型和螺旋形槽几何外形两种作进一步评估。确定了流体薄膜特性、动态响应和热弹性变形。因为存在非常高的温度梯度,涡轮侧密封环的变形过度。此外,无论从哪个方面来考虑,其性能都很好。 展开更多

关键词 航天飞机 主发动机 涡轮泵 轴密封

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对航天飞机主发动机高压燃料涡轮试件进出口径向和周向流动的测试研究

9

作者 李斌 陈本森 《火箭推进》 CAS 1995年第3期23-36,共14页

在液体火箭发动机涡轮的热试过程中,由于工作条件极端恶劣,要进行细致的流场测量是不可能的。但是,这些测量参数对于了解涡轮中复杂的流动又非常重要。马歇尔太空飞行中心(MSFC)采用全尺寸的发动机涡轮在等效的空气条件下进行了流场参... 在液体火箭发动机涡轮的热试过程中,由于工作条件极端恶劣,要进行细致的流场测量是不可能的。但是,这些测量参数对于了解涡轮中复杂的流动又非常重要。马歇尔太空飞行中心(MSFC)采用全尺寸的发动机涡轮在等效的空气条件下进行了流场参数测量,用三孔眼睛蛇型探头、热膜探头和激光多普勒速度仪测量了航天飞机主发动机高压燃料涡轮进出口气流的速度分布、湍流强度以及附面层厚度,并用这些参数来完善计算流体力学的分析模型,进一步提高涡轮设计水平。本文还根据设计工况的一例试验结果对所使用的设备和测量方法进行了评述。 展开更多

关键词 航天飞机主发动机 涡轮 流场 测量

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航天飞机主发动机高压氧涡轮泵可选方案中阻尼(减震)轴承的研制

10

作者 王东 杜天恩 《火箭推进》 CAS 1996年第3期32-40,共9页

航天推进涡轮机的研究产生了一种可供选择的液膜轴承设计方案,考虑应用于航天飞机主发动机(SSME)高压氧涡轮泵另一方案(ATD HPOTP)中。这种液膜轴承有以下两种功能:①泵端轴承功能;②预燃室泵后端耐磨环形密封功能。该方案由于淘汰了目... 航天推进涡轮机的研究产生了一种可供选择的液膜轴承设计方案,考虑应用于航天飞机主发动机(SSME)高压氧涡轮泵另一方案(ATD HPOTP)中。这种液膜轴承有以下两种功能:①泵端轴承功能;②预燃室泵后端耐磨环形密封功能。该方案由于淘汰了目前使用的滚动元件轴承,因而大大减少元件数目及组装成本。本文描述了设计范围、设计思路,以及轴承元件对涡轮泵液压动力性能和转子动力性能的影响。 展开更多

关键词 航天飞机主发动机 高压氧涡轮泵 阻尼轴承 研制

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NASA成功试验航天飞机主发动机

11

《火箭推进》 CAS 2005年第6期6-6,共1页

关键词 发动机试验 航天飞机 主发动机 NASA 美国国家航空航天局 试验时间 发动机点火 航天中心

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布洛克Ⅱ——一种新型航天飞机主发动机

12

作者 罗宇红 孙宏明 《火箭推进》 CAS 1997年第4期48-50,共3页

1971年,洛克威尔国际公司洛克达因分公司与 NASA——马歇尔空间飞行中心(MSFC)签订设计和研制航天飞机主发动机(SSME)的合同。同时,NASA——MSFC 和洛克达因分公司联合生产一种具有高性能、高可靠性和可重复使用性的液体火箭发动机。SS... 1971年,洛克威尔国际公司洛克达因分公司与 NASA——马歇尔空间飞行中心(MSFC)签订设计和研制航天飞机主发动机(SSME)的合同。同时,NASA——MSFC 和洛克达因分公司联合生产一种具有高性能、高可靠性和可重复使用性的液体火箭发动机。SSME 已参加76次航天飞机的飞行,或者说自1981年4月的 STS—1的首次飞行以来已有228台发动机参加发射。这些飞行基于2476次地面试验,热试时间累计735,074s,相当于483次以上的航天飞机飞行。 展开更多

关键词 航天飞机主发动机

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航天飞机主发动机高压涡轮泵工作寿命的改进

13

作者 James K.Hale 王向阳 《国外导弹与航天运载器》 1990年第5期22-32,共11页

当前航天飞机主发动机第一阶段发动机已经验证在高达104％额定功率下具有极好的飞行性能。早期在109％额定功率下作的鉴定试验表明,高压涡轮泵的工作寿命受到一定限制。第二阶段发动机研制计划自1983年以来一直在进行着,旨在提高工作寿... 当前航天飞机主发动机第一阶段发动机已经验证在高达104％额定功率下具有极好的飞行性能。早期在109％额定功率下作的鉴定试验表明,高压涡轮泵的工作寿命受到一定限制。第二阶段发动机研制计划自1983年以来一直在进行着,旨在提高工作寿命并提供附加余量。本文中介绍了航天飞机主发动机第一阶段发动机的研制历史和第二阶段发动机的设计和结果,以及高压涡轮泵工作寿命极限及其需大量维护的关键部件的验证情况,并概述了第二阶段发动机的设计改进、基本分析和试验结果。此外,在本文中还讨论了正式的鉴定试验计划。高压燃料涡轮泵已作了改进,以便减低涡轮工作温度,延长一、二级涡轮叶片的工作寿命并减小金属板维护工作量。高压氧化剂涡轮泵也作了改进,以便改进轴承工作寿命并消除次同步旋转问題。对于这些改进以及为了快速评估其优点而设计和使用的专用仪表都作了详细讨论。 展开更多

关键词 航天飞机 主发动机 涡轮泵 寿命

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航天飞机主发动机高压氧化剂涡轮泵4号轴承组件中的冷却剂流量和传热分析

14

作者 S.F.Owens 王向阳 《国外导弹与航天运载器》 1992年第3期4-17,共14页

采用PHOENICS程序来模拟通过航天飞机主发动机高压氧化剂涡轮泵4号滚珠轴承组件的液氧流量。PHOENICS的机体配合坐标系能被用来建立几何图形的精确模型。用此模型说明的效应有计算转数、液氧的粘滞加热以及液氧沸腾引起的两相流效应等... 采用PHOENICS程序来模拟通过航天飞机主发动机高压氧化剂涡轮泵4号滚珠轴承组件的液氧流量。PHOENICS的机体配合坐标系能被用来建立几何图形的精确模型。用此模型说明的效应有计算转数、液氧的粘滞加热以及液氧沸腾引起的两相流效应等。采用一种单独程序来说明滚珠轴承内的热传导现象。此单独程序与PHOENICS流量和传热分析相配合。求解了液氧冷却剂的速度场和温度场以及滚珠温度。预计的滚珠温度表明,冷却剂在邻近滚珠表面的区域内发生沸腾现象。 展开更多

关键词 航天飞机 主发动机 涡轮泵 冷却剂

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航天飞机主发动机预燃室火花塞点火器系统的引爆

15

作者 张静 《国外导弹与航天运载器》 1989年第4期22-29,共8页

阐述了航天飞机主发动机预燃室点火器系统的引爆,给出了试验结果,提出了预防措施。

关键词 航天飞机 主发动机 火花塞 点火器

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航天飞机主发动机故障诊断专家系统

16

作者 Moonis Ali 张浩 《国外导弹与航天运载器》 1992年第6期35-43,共9页

航天飞机主发动机(SSME)故障的早期检测与诊断是很重要的,由此可以有充足的时间防止故障发生和采取纠正措施。因为象SSME这样一个复杂系统中的绝大多数故障发生很快,早期地、及时地检测和诊断这些故障对航天飞机的生存是至关重要的。我... 航天飞机主发动机(SSME)故障的早期检测与诊断是很重要的,由此可以有充足的时间防止故障发生和采取纠正措施。因为象SSME这样一个复杂系统中的绝大多数故障发生很快,早期地、及时地检测和诊断这些故障对航天飞机的生存是至关重要的。我们设计了一个专家系统,可以自动学习、检测、识别、证实和纠正异常的推进器系统动作。本文详述了这种专家系统自动训练方面所采用的新颖的机器学习方法。 展开更多

关键词 航天飞机 主发动机 故障诊断

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基于卷积神经网络的发动机主轴承盖姿态识别算法

17

作者 于微波 周旺 +1 位作者 杨宏韬 李昱 《科学技术与工程》 北大核心 2022年第32期14282-14288,共7页

针对传统姿态识别算法识别精度不高,通用性不强,易受环境因素的影响,且需要对检测图像进行复杂的图像预处理操作的问题。基于卷积神经网络的特征提取能力和识别分类能力,提出一种基于卷积神经网络的发动机主轴承盖姿态识别算法,所提算... 针对传统姿态识别算法识别精度不高,通用性不强,易受环境因素的影响,且需要对检测图像进行复杂的图像预处理操作的问题。基于卷积神经网络的特征提取能力和识别分类能力,提出一种基于卷积神经网络的发动机主轴承盖姿态识别算法,所提算法去除了传统复杂的预处理操作,通过提取轴承盖4个面的特征,对轴承盖4个面进行识别。实验结果表明:所提算法不仅可以正确识别发动机主轴承盖的4个面,而且平均识别精度为100%,平均识别时间为3.80 s,具有识别精度高,识别时间短,抗干扰能力强的特点。 展开更多

关键词 发动机主轴承盖 姿态识别 卷积神经网络 深度学习

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基于发动机高模试车的高温隔热屏热模型修正技术 被引量：1

18

作者 朱尚龙 邓婉 +2 位作者 李德富 王瑾 周文勇 《宇航材料工艺》 CAS CSCD 北大核心 2021年第6期94-97,共4页

与常压环境地面试车相比,发动机高空模拟试车的热源分布更接近于实际飞行工况,本文通过搭载高模试车验证了高温隔热屏设计的正确性。通过考虑高温隔热屏层间气体导热和接触导热等,对高温隔热屏的传热模型进行了修正,其计算结果与高空模... 与常压环境地面试车相比,发动机高空模拟试车的热源分布更接近于实际飞行工况,本文通过搭载高模试车验证了高温隔热屏设计的正确性。通过考虑高温隔热屏层间气体导热和接触导热等,对高温隔热屏的传热模型进行了修正,其计算结果与高空模拟试车搭载试验结果的误差较小。在考虑真空引射背景红外辐射以及真空舱内气体与发动机及隔热屏的导热后,利用修订的高温隔热屏的当量热导率,进行了上面级高空模拟整机热分析,进一步提升了热模型的分析精度。 展开更多

关键词 高温隔热屏 多层隔热 高模试车 主发动机

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RS-68发动机通过飞行验证

19

作者 王宏让 《火箭推进》 CAS 2002年第1期58-58,共1页

波音洛克达因公司(Boeing Rocketdyne)的氢氧发动机RS-68已作为德尔它Ⅳ火箭的第一级通过飞行验证。该发动机是自从航天飞机主发动机(SSME)研制以来,美国第一次用低温发动机作为火箭的一级发动机。RS-68发动机推力295,100kg,热试车183次... 波音洛克达因公司(Boeing Rocketdyne)的氢氧发动机RS-68已作为德尔它Ⅳ火箭的第一级通过飞行验证。该发动机是自从航天飞机主发动机(SSME)研制以来,美国第一次用低温发动机作为火箭的一级发动机。RS-68发动机推力295,100kg,热试车183次,总试车时间18,654秒。 展开更多

关键词 发动机推力 飞行验证 航天飞机主发动机 火箭 氢氧发动机 热试车 发射架 洛克 装配 达因

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用于火箭发动机的高温高压光学通道

20

作者 宁建华 杨瑞亭 《火箭推进》 CAS 1996年第2期31-36,共6页

本文对液体火箭发动机热气系统视窗组件的设计,制造和试验进行了描述。航天飞机主发动机燃料预燃室的热气体可用视窗进行光学测量,该部件采用多路遥控光学测量技术,其中包括:Raman温度和核素集聚测量,Raleigh温度测量,燃烧辐射监测,流... 本文对液体火箭发动机热气系统视窗组件的设计,制造和试验进行了描述。航天飞机主发动机燃料预燃室的热气体可用视窗进行光学测量,该部件采用多路遥控光学测量技术,其中包括:Raman温度和核素集聚测量,Raleigh温度测量,燃烧辐射监测,流量测绘,激光感应以及发动机工作期间构件图像。该视窗组件已成功地在810.93K下检测到55.12MPa压强以及在室温下测到75.79MPa以上的压强。计算机应力分析表明:该视窗既耐高温且能经得住低温冲击。 展开更多

关键词 视窗 航天飞机主发动机 测量技术

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