某型挤压式液体火箭发动机健康状态评价技术研究

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作者 赵汝岩 王丽婷 黄敬如 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第S1期19-25,共7页

针对目前挤压式液体火箭发动机无法量化评价的现状,提出了基础评价指标评价方法,确定了各部组件基础评价指标权重,基于健康状态评价模型,开展部组件、整机健康状态评价和健康状态等级评定,定量评价挤压式液体火箭发动机健康状态,实现了... 针对目前挤压式液体火箭发动机无法量化评价的现状,提出了基础评价指标评价方法,确定了各部组件基础评价指标权重,基于健康状态评价模型,开展部组件、整机健康状态评价和健康状态等级评定,定量评价挤压式液体火箭发动机健康状态,实现了健康状态评价由群体性定性评价向个体化、差异化定量评价转变。 展开更多

关键词 挤压式液体火箭发动机 健康状态 评价

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液体火箭发动机涡轮泵音叉式整体叶盘低周疲劳寿命可靠性研究

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作者 王珏 窦唯 +2 位作者 金志磊 姜绪强 李东 《推进技术》 北大核心 2025年第5期278-286,共9页

涡轮作为液体火箭发动机的关键构件,其低周疲劳寿命和可靠性直接影响液体火箭发动机的安全性能。对某液体火箭发动机涡轮泵音叉式整体叶盘开展流场分析和静强度分析,并基于局部应力-应变法获得了设计工况下整体叶盘的低周疲劳寿命。采... 涡轮作为液体火箭发动机的关键构件,其低周疲劳寿命和可靠性直接影响液体火箭发动机的安全性能。对某液体火箭发动机涡轮泵音叉式整体叶盘开展流场分析和静强度分析,并基于局部应力-应变法获得了设计工况下整体叶盘的低周疲劳寿命。采用拉丁超立方抽样方法,以转速、密度及弹性模量为随机输入变量,建立最大应力和最大应变的Kriging代理模型。通过大样本抽样,得到了音叉式整体叶盘的低周疲劳寿命概率分布,进而得出其疲劳寿命可靠度曲线。结果表明:整体叶盘的低周疲劳寿命呈右偏态分布,近似威布尔分布。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 音叉式整体叶盘 低周疲劳寿命 KRIGING模型 可靠度

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电动泵压式液体火箭发动机系统建模与仿真 被引量：5

3

作者 刘洋 付本帅 +3 位作者 杨建刚 何国强 何渊博 刘佩进 《载人航天》 CSCD 北大核心 2019年第1期107-115,共9页

为了精确描述电动泵压式液体火箭发动机的工作特性,如变工况特性和电机调速特性对系统的影响等,建立了与之适应的动力学模型和仿真模型。采用集中参数法,将电动泵压式液体火箭发动机划分为储箱、泵、管路、推力室和电机等主要部件,并建... 为了精确描述电动泵压式液体火箭发动机的工作特性,如变工况特性和电机调速特性对系统的影响等,建立了与之适应的动力学模型和仿真模型。采用集中参数法,将电动泵压式液体火箭发动机划分为储箱、泵、管路、推力室和电机等主要部件,并建立了相应的动力学模型,然后利用AMESim软件的二次开发模块,建立了相应的仿真模型,在此基础上开展发动机系统的仿真研究。结果表明:泵转速调节比节流调节更加节能,有利于降低系统质量,但当调节深度较大时容易造成喷注器压降过低;虽然节流调节不存在喷注器压降过低的问题,但能耗较大。因此,电动泵压式液体火箭发动机再进行深度变推力调节时必须两种调节方式结合使用,即先进行转速调节,当喷注压降不足时,再进行节流调节。推力调节过程中,电机的时间常数对燃烧室压强、推力、混合比和离心泵的角加速扬程均有影响,时间常数越小,上述参数到达稳定状态的时间越短,同时,混合比和附加的角加速扬程变化也会更大,对发动机正常工作造成一定的影响,需要在设计时加以注意。 展开更多

关键词 电动泵压式液体火箭发动机 系统仿真 AMESIM

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泵压式液体火箭发动机故障监控研究中几个问题的考虑 被引量：4

4

作者 谭松林 张宝琨 段增斌 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1996年第6期29-32,共4页

从工程观点出发，提出了开展泵压式液体火箭发动机故障监控系统研制中面临的几个方面问题的考虑，包括监控参数的确定原则与方法，检测算法的综合考虑，微小泄漏的检测，硬件的可靠性保证措施等，对工程研制提供参考。

关键词 液体推进剂 火箭发动机 泵压式 故障检测

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液体火箭发动机反力式涡轮动叶进口攻角的研究 被引量：2

5

作者 张国舟 俞南嘉 魏沫 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第5期383-386,共4页

针对高性能分级燃烧(闭式)循环液体火箭发动机用反力式涡轮的特点,对所设计的动叶叶栅S1流面的准三元流气动分析和已有动叶平面叶栅的亚声速风洞试验,研究了反力式涡轮动叶正负攻角对叶栅内的绕流和能量损失的影响。结果表明:对于给定... 针对高性能分级燃烧(闭式)循环液体火箭发动机用反力式涡轮的特点,对所设计的动叶叶栅S1流面的准三元流气动分析和已有动叶平面叶栅的亚声速风洞试验,研究了反力式涡轮动叶正负攻角对叶栅内的绕流和能量损失的影响。结果表明:对于给定的来流方向,为得到连续收敛的叶栅几何通道和小的能量损失,动叶应采用正攻角设计。对已有的连续收敛的动叶叶栅,应采用负攻角流入工况,能量损失小。 展开更多

关键词 反力式涡轮 涡轮转子 进口攻角 液体推进剂火箭发动机

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液体火箭发动机音叉式涡轮叶盘振动特性研究 被引量：9

6

作者 林蓬成 郑晓宇 +2 位作者 李龙贤 林奇燕 金志磊 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第7期1636-1642,共7页

某液体火箭发动机整体叶盘音叉式涡轮转子的盘-轴根部圆角在试车考核中曾多次出现裂纹故障。为分析裂纹产生原因,通过数值计算及模态实验获取了该转子受力状态、振型、阻尼比等结构振动特性。结合振动信号分析,将裂纹故障原因聚焦到叶... 某液体火箭发动机整体叶盘音叉式涡轮转子的盘-轴根部圆角在试车考核中曾多次出现裂纹故障。为分析裂纹产生原因,通过数值计算及模态实验获取了该转子受力状态、振型、阻尼比等结构振动特性。结合振动信号分析,将裂纹故障原因聚焦到叶盘的二节径型振动。通过高频速变压力测量,得到涡轮流场内压力脉动数据,间接获取了该转子工作状态下的振动特性。试验表明被测涡轮转子流场通道内,分频幅值最大压力脉动对应涡轮转子2节径前行波振动,幅值约为11kPa。分析确定涡轮叶盘二节径振动是故障产生的主要原因。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 整体叶盘 音叉式涡轮转子 振动特性 节径型振动

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液体火箭发动机气动活塞泵性能特性仿真 被引量：1

7

作者 尤裕荣 王春民 朱建国 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2014年第2期9-14,共6页

通过对液体火箭发动机上应用的双缸双作用式气动活塞泵工作特性进行仿真研究,分析了活塞运动过程中的速度、位移与泵出口压力之间的变化规律。对活塞泵的增压特性与频率特性,以及驱动气体压力对增压特性的影响进行研究分析,表明增压比... 通过对液体火箭发动机上应用的双缸双作用式气动活塞泵工作特性进行仿真研究,分析了活塞运动过程中的速度、位移与泵出口压力之间的变化规律。对活塞泵的增压特性与频率特性,以及驱动气体压力对增压特性的影响进行研究分析,表明增压比与泵出口流量成反比,而频率与流量成正比;随着驱动气体压力的提高,活塞泵输出功率呈线性增长,且活塞运动频率增大,泵出口流量随之增大,增压比减小。同时,对几种活塞泵出口压力脉动抑制方法进行仿真、比较分析,结果表明设置蓄能器是有效、简单的压力脉动抑制方案,但在设计蓄能器时,应考虑全工况下的发动机系统综合匹配性能。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 气动活塞泵 双缸双作用式 增压特性

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基于多源数据的液体火箭发动机智能异常检测 被引量：11

8

作者 刘子俊 冯勇 +2 位作者 陈景龙 王珺 张志伟 《火箭推进》 CAS 2022年第3期79-86,共8页

为提高航天发射任务的可靠性和安全性,对液体火箭发动机异常智能检测技术进行了研究。针对传统方法存在的检测准确率低、依赖专家经验和先验知识、所需数据量大等问题,提出运用深度学习方法构建自编码式—生成对抗网络——训练基于发动... 为提高航天发射任务的可靠性和安全性,对液体火箭发动机异常智能检测技术进行了研究。针对传统方法存在的检测准确率低、依赖专家经验和先验知识、所需数据量大等问题,提出运用深度学习方法构建自编码式—生成对抗网络——训练基于发动机健康状态下的多源数据,测试基于输入数据的重构损失和鉴别分数,完成对液体火箭发动机异常状态的智能检测。某型号液体火箭发动机地面热试车实验数据的分析结果表明,该方法取得了96.55的测试准确率,并在利用邻近信息的条件下取得最高100的准确率,可有效用于液体火箭发动机的异常检测。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 异常检测 自编码式—生成对抗网络 多源数据

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中国液体火箭发动机如何进入21世纪 被引量：5

9

作者 王桁 《中国工程科学》 1999年第2期1-5,共5页

液体火箭发动机是宇航推进家族的重要成员 ,将会成为下一个历史时期使有效载荷达到第一宇宙速度的唯一推进手段 ,是制约航天发展速度的最关键因素。发展运载系统 ,动力必须先行。中国在 2 1世纪初必须推出能与世界先进国家相当的大型运... 液体火箭发动机是宇航推进家族的重要成员 ,将会成为下一个历史时期使有效载荷达到第一宇宙速度的唯一推进手段 ,是制约航天发展速度的最关键因素。发展运载系统 ,动力必须先行。中国在 2 1世纪初必须推出能与世界先进国家相当的大型运载火箭。这些火箭不能建立在用原有的发动机增加数量以加大推力的基础上 ,必须研制单台推力更大、更先进、无污染的新型发动机 ,同时还需开展火箭航天飞机及其发动机使用的气动塞式喷管的预先研究 ,以火箭航天飞机为突破口 ,赶上世界先进水平。 展开更多

关键词 中国 液体火箭发动机 大型运载火箭 火箭 航天飞机 气动塞式喷管

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变推力液体火箭发动机推力调节技术研究综述及发展趋势 被引量：9

10

作者 姚照辉 范家璇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第9期1-14,共14页

系统梳理了国内外变推力液体火箭发动机调节控制技术的研究历程及研究现状,并结合我国航天动力研究基础,指出通过在主系统或副系统管路上设置液体或燃气流量调节装置、通过可调结构的针栓式喷注器同步对流量与压力进行匹配调节仍然是实... 系统梳理了国内外变推力液体火箭发动机调节控制技术的研究历程及研究现状,并结合我国航天动力研究基础,指出通过在主系统或副系统管路上设置液体或燃气流量调节装置、通过可调结构的针栓式喷注器同步对流量与压力进行匹配调节仍然是实现大范围变推力调节的两种主要手段;分析了变推力液体火箭发动机推力调节的关键技术及其解决途径,预测了未来一段时期内变推力液体火箭发动机及其调节技术发展趋势,提出了若干适合我国国情的研究建议,为我国低成本、可重复使用天地往返运输技术的发展和有关研究者开展研究工作提供一定的参考。 展开更多

关键词 可重复使用运载火箭 变推力液体火箭发动机 针栓式发动机 推力深度调节 一体式发生器/调节器

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1.5tf再生冷却液体火箭发动机关键技术与试验验证 被引量：6

11

作者 陈锐达 徐辉 +3 位作者 陈泓宇 王世成 关亮 金广明 《火箭推进》 CAS 2023年第4期17-25,共9页

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... 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。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 再生冷却 直流互击式喷注器 增材制造 热试车验证

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泵压式多次起动发动机起动过程仿真研究 被引量：5

12

作者 蒲光荣 单磊 +1 位作者 赵晓慧 陈宏玉 《火箭推进》 CAS 2019年第5期17-24,共8页

某型上面级液体火箭发动机采用可反复充填的起动箱作为起动系统,实现了泵压式发动机的多次起动,但相比火药起动器炮式起动方式,发动机起动过程更为复杂。为研究发动机起动过程工作特性,应用Modelica语言,基于MWorks平台建立了起动箱多... 某型上面级液体火箭发动机采用可反复充填的起动箱作为起动系统,实现了泵压式发动机的多次起动,但相比火药起动器炮式起动方式,发动机起动过程更为复杂。为研究发动机起动过程工作特性,应用Modelica语言,基于MWorks平台建立了起动箱多次起动泵压式发动机动态特性仿真模型,对发动机起动过程进行了仿真研究,分析了起动箱压力、起动箱内推进剂消耗量、起动参数设置对起动过程的影响。结果表明:发动机每次起动推进剂消耗量远小于起动箱设计容积;起动过程参数变化呈现“挤压起动-再充填-稳态工作”三个平台变化的显著特征;发动机在较大起动箱压力范围内均能够保证正常起动。发动机热试车结果验证了发动机起动时序设置的合理性和起动箱参数设置对起动过程的影响。 展开更多

关键词 泵压式 液体火箭发动机 多次起动 起动特性 仿真分析

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层板式喷注器在空间飞行器发动机中的应用综述 被引量：8

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作者 石少平 陆政林 庄逢辰 《中国空间科学技术》 CSCD 北大核心 1994年第1期33-37,共5页

综述了层板式喷注器在空间飞行器液体火箭发动机中的应用。着重举例分析了层板式喷注器应用于航天飞机轨道机动发动机、小推力姿控发动机、燃气发生器中所获得的优于传统喷注器的良好性能和效益；分析了层板式喷注器在小推力＿液体火箭... 综述了层板式喷注器在空间飞行器液体火箭发动机中的应用。着重举例分析了层板式喷注器应用于航天飞机轨道机动发动机、小推力姿控发动机、燃气发生器中所获得的优于传统喷注器的良好性能和效益；分析了层板式喷注器在小推力＿液体火箭发动机稳态和脉冲方式工作时对抑制排气羽流污染的有效作用；最后提出了研制层板式喷注器所需进一步做的工作。 展开更多

关键词 液体推进剂火箭发动机 层板式喷注器 应用 分析.

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应用自组织网络识别火箭发动机泄漏故障 被引量：6

14

作者 于达仁 王建波 王广雄 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第1期47-49,共3页

以一个典型的泵压式液体火箭发动机 (LRE)为对象 ,针对发动机的几种泄漏故障 ,先用主成分分析法对泄漏故障的原始样本进行降维 ,然后利用降维的样本 ,用自组织网络对泄漏故障进行识别 ,仿真结果表明 ,这一方法能对泄漏故障进行很好的识别。

关键词 液体推进剂火箭发动机 泄漏故障 故障诊断 人工神经元网络 泵压式 LRE

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氧化亚氮自增压液体火箭动力系统设计与仿真

15

作者 冯杰 汪嘉睿 《火箭推进》 北大核心 2025年第2期10-20,共11页

为了确定氧化亚氮双组元自增压液体推进系统的理想构型,并且为随后的部件级细化设计与火箭总体设计快速地提供准确的关键参数,以REFPROP模型为基础,使用Modelica语言搭建了动力系统与外弹道耦合的氧化亚氮液体火箭发动机系统模型库。通... 为了确定氧化亚氮双组元自增压液体推进系统的理想构型,并且为随后的部件级细化设计与火箭总体设计快速地提供准确的关键参数,以REFPROP模型为基础,使用Modelica语言搭建了动力系统与外弹道耦合的氧化亚氮液体火箭发动机系统模型库。通过公开发表文献中的实验与仿真数据对系统库中的N_(2)O自增压贮箱模块进行验证,压力与质量结果的一致性良好。借助该系统模型库探究了两种典型的不同增压方式的N_(2)O双组元液体火箭发动机在运行过程中的不同表现,结果显示共用N_(2)O压力源的贮箱相比分开增压的贮箱,其压力和流量衰减更快,但是氧燃比变化更加稳定。针对一型用于飞行控制系统验证的小型液体探空火箭,计算了使用同一套供应系统时,不同燃烧室室压对火箭飞行情况的影响,结果表明在288 K的环境温度下,当室压提高至N_(2)O贮箱压力的约82%以上时,火箭的有动力段飞行时间能够达到8 s,同时最大飞行高度大于5.0 km。 展开更多

关键词 挤压式液体探空火箭 氧化亚氮 自增压 MODELICA 系统仿真

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小推力泵压式发动机自身起动过程仿真分析 被引量：10

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作者 刘上 王艺杰 +2 位作者 程晓辉 王鹏武 张兴军 《火箭推进》 CAS 2016年第4期7-13,共7页

根据二级箭体钝化处理的需要,小推力泵压式游动发动机需要在低入口压力下实现自身起动,进入稳态工作。在MWorks通用仿真平台的基础上,建立发动机起动过程系统仿真模型,通过试车数据验证了仿真模型的合理性。进一步分析了发动机的入口压... 根据二级箭体钝化处理的需要,小推力泵压式游动发动机需要在低入口压力下实现自身起动,进入稳态工作。在MWorks通用仿真平台的基础上,建立发动机起动过程系统仿真模型,通过试车数据验证了仿真模型的合理性。进一步分析了发动机的入口压力条件、主阀流阻以及环境压力对发动机起动过程的影响。结果表明:发动机能够实现自身起动,但起动过程较长;氧化剂的入口压力对发动机自身起动过程影响很大,氧化剂入口压力降低,涡轮泵起旋时间延迟明显,起动品质变差;降低发动机主阀流阻,能够使涡轮泵起旋时间提前,改善起动品质;环境压力降低使推进剂充填过程加快,涡轮泵起旋和工况爬升加快,有利于发动机的自身起动过程。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 小推力泵压式发动机 自身起动 仿真分析

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一种三组元直排塞式喷管发动机系统方案

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作者 李兵科 沈赤兵 周进 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第3期228-231,共4页

三组元发动机和塞式喷管发动机均是实现单级入轨的关键技术。针对三组元(液氢、液氧、煤油)直排塞式喷管发动机提出了一套系统结构方案,并对其进行了初步的研究计算。发动机采用泵压式燃气发生器动力循环系统。利用蝶形活门关闭煤油管... 三组元发动机和塞式喷管发动机均是实现单级入轨的关键技术。针对三组元(液氢、液氧、煤油)直排塞式喷管发动机提出了一套系统结构方案,并对其进行了初步的研究计算。发动机采用泵压式燃气发生器动力循环系统。利用蝶形活门关闭煤油管路、利用可调气蚀管调节氢氧流量转变工况,利用可调气蚀文氏管和涡轮排气进行推力矢量控制。以已有的三组元塞式喷管发动机推力室设计、分析为基础,继承了三组元发动机和塞式喷管的研制成果,是技术先进、性能高、可在短期内实现的新型液体火箭发动机。 展开更多

关键词 液体推进剂火箭发动机 三元推进剂 塞式喷管 结构设计 推力向量控制

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液氧煤油补燃发动机喷注器高频燃烧不稳定性的试验研究 被引量：21

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作者 王枫 李龙飞 张贵田 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期260-264,共5页

针对液氧煤油高压补燃循环发动机高频燃烧不稳定性这一突出问题,建立了喷注单元的低压高频燃烧不稳定性模拟试验系统,使用气气推进剂。利用相似准则设计了缩比燃烧室,研究了全尺寸气液同轴式喷注器的结构尺寸和工作参数对燃烧稳定性的... 针对液氧煤油高压补燃循环发动机高频燃烧不稳定性这一突出问题,建立了喷注单元的低压高频燃烧不稳定性模拟试验系统,使用气气推进剂。利用相似准则设计了缩比燃烧室,研究了全尺寸气液同轴式喷注器的结构尺寸和工作参数对燃烧稳定性的影响。结果表明,激发高频燃烧不稳定性时火焰变短,燃烧室压力出现大幅振荡并伴随啸叫;喷注器缩进室长度对燃烧稳定性裕量有很大影响并存在相对最佳值。试验结果可以指导发动机燃烧室的燃烧稳定性设计和评估,在发动机研制初期筛选燃烧稳定性相对最好的喷注器结构。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 补燃同轴式喷注器 高频燃烧不稳定性 热模拟试验

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发动机涡轮泵流体动静压轴承应用分析 被引量：8

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作者 苗旭升 李斌 黄智勇 《火箭推进》 CAS 2004年第6期1-4,共4页

针对液体火箭发动机涡轮泵特殊工作环境,讨论了流体动静压轴承可采用的结构形式和需要解决的关键技术。提出了径向轴承宜采用腔式结构,止推轴承宜采用螺旋槽或瓦块结构;并针对液氧涡轮泵动静压轴承提出了研究需要解决的关键技术。

关键词 液体火箭发动机 涡轮泵 流体动静压轴承 腔式结构 径向轴

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两股互击式喷嘴雾化性能实验研究 被引量：21

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作者 张蒙正 张泽平 +1 位作者 李鳌 王玫 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第1期57-59,共3页

用激光全息及图像处理技术,研究了双股互击式喷嘴的雾化性能。实验发现,喷嘴的撞击夹角增大、孔径比减小、两射流的动量比减小均会使喷雾的破碎长度和液滴直径减小。在初始雾化区域,液膜和液丝的速度与射流的速度基本相同,液滴的运动速... 用激光全息及图像处理技术,研究了双股互击式喷嘴的雾化性能。实验发现,喷嘴的撞击夹角增大、孔径比减小、两射流的动量比减小均会使喷雾的破碎长度和液滴直径减小。在初始雾化区域,液膜和液丝的速度与射流的速度基本相同,液滴的运动速度略小于射流速度。通过实验数据的分析整理,获得了喷雾的索特尔平均直径的经验公式。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 双股互击式喷嘴 雾化性

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