泵压式氢/氧液体火箭发动机质量分析 被引量：3

1

作者 凌桂龙 张黎辉 唐家鹏 《火箭推进》 CAS 2007年第1期1-6,共6页

在文献资料研究的基础上,根据泵压式氢/氧液体火箭发动机的实际特点,考虑发动机性能参数及结构尺寸等影响因素,利用理论推导、统计学及面密度等方法建立发动机质量模型。通过对SSME、RD-0120等8台氢/氧发动机质量的计算,验证了质量模型... 在文献资料研究的基础上,根据泵压式氢/氧液体火箭发动机的实际特点,考虑发动机性能参数及结构尺寸等影响因素,利用理论推导、统计学及面密度等方法建立发动机质量模型。通过对SSME、RD-0120等8台氢/氧发动机质量的计算,验证了质量模型的合理性。为发动机在系统方案论证时,其质量、性能等参数的估算和优化奠定了基础。 展开更多

关键词 航空 航天推进系统 氢/氧液体火箭发动机 涡轮泵 质量模型

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液体火箭发动机氢涡轮泵转子动力学特性研究 被引量：3

2

作者 窦唯 叶志明 闫宇龙 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2016年第4期17-21,共5页

以运行在二阶临界转速以上的某低温氢涡轮泵柔性转子为研究对象,基于有限元法,通过建立的转子系统的动力学模型,对结构过盈配合与压紧力矩两个因素对轴系刚度的影响进行仿真研究,给出轴系弹性模量的等效方法,计算出转子系统临界转速,最... 以运行在二阶临界转速以上的某低温氢涡轮泵柔性转子为研究对象,基于有限元法,通过建立的转子系统的动力学模型,对结构过盈配合与压紧力矩两个因素对轴系刚度的影响进行仿真研究,给出轴系弹性模量的等效方法,计算出转子系统临界转速,最终通过试验验证了该方法的有效性及实用性,所研究内容为涡轮泵转子系统的动力学特性研究及结构优化设计提供依据。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 氢涡轮泵 转子动特性

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液氧/烃液体火箭发动机燃烧模型及计算机模拟

3

作者 周进 庄逢辰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1990年第4期17-23,共7页

本文提出了一个通用的液氧/烃液体火箭发动机燃烧模型.模型采用多流管压力耦合方法,并考虑了推进剂液滴剥离、高压超临界燃烧和液膜冷却等对发动机燃烧过程的影响.利用本模型对液氧/丙烷发动机燃烧过程的计算模拟表明:本模型为液氧/烃... 本文提出了一个通用的液氧/烃液体火箭发动机燃烧模型.模型采用多流管压力耦合方法,并考虑了推进剂液滴剥离、高压超临界燃烧和液膜冷却等对发动机燃烧过程的影响.利用本模型对液氧/丙烷发动机燃烧过程的计算模拟表明:本模型为液氧/烃发动机燃烧过程的模拟和性能预估提供了一个有效的理论工具. 展开更多

关键词 液氧 烃 液体推进剂 火箭发动机 燃烧模拟

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V锥流量计火箭发动机液氢液氧推进剂测量性能 被引量：5

4

作者 贺登辉 张振铎 +2 位作者 陈森林 白博峰 左娟莉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第4期911-920,共10页

为探究火箭发动机液氢液氧低温推进剂流量测量新方法,通过数值模拟研究了V锥流量计低温流体的测量性能。湍流模型采用Realizableκ-ε模型,空化模型为Schnerr-Sauer模型,并通过自行编写UDF程序,在能量方程中考虑汽化潜热等热力学效应的... 为探究火箭发动机液氢液氧低温推进剂流量测量新方法,通过数值模拟研究了V锥流量计低温流体的测量性能。湍流模型采用Realizableκ-ε模型,空化模型为Schnerr-Sauer模型,并通过自行编写UDF程序,在能量方程中考虑汽化潜热等热力学效应的影响。获得了V锥流量计流出系数和压力损失系数的变化规律,并分析了V锥流量计的测量误差。研究结果表明,存在一个雷诺数"稳定区",该区域内流出系数和压力损失系数基本为常数,液氢液氧和常温水对应的平均流出系数基本相等,且稳定区雷诺数下限值也基本相同;不同流体稳定区的平均流出系数对应的雷诺数范围差别较大,低温流体尤其是液氢的雷诺数上限值明显高于常温水。此外,空化较轻时,对流出系数和压力损失系数影响较小,当空化区域对锥尾低压口附近的压力分布产生较大影响时,则会导致流出系数迅速下降和压力损失系数增大。在稳定区对应的雷诺数范围内,液氢、液氧和水的质量流量均具有较高的测量精度,其相对误差在±0.5%之内,尤其对于液氢和液氧,其在很宽的测量范围内也可以保持较高的测量精度,空化的产生亦对V锥流量计测量精度影响较小。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 推进剂 低温流体 液氢液氧 V锥流量计 流出系数 圧力损失系数 流量测量

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液氧/甲烷液体火箭发动机燃烧研究最新进展 被引量：5

5

作者 仲伟聪 《火箭推进》 CAS 2004年第1期52-57,64,共7页

近来,俄罗斯和欧洲正在联合进行一个名为“VOLGA”的研究计划。其主要目标是用于可重复使用运载火箭或大型助推器的液氧/甲烷发动机的概念研究。SNECMA 的主要工作是研究预燃室/燃气发生器的可重复使用技术,在液氧/液氢“火神”燃气发... 近来,俄罗斯和欧洲正在联合进行一个名为“VOLGA”的研究计划。其主要目标是用于可重复使用运载火箭或大型助推器的液氧/甲烷发动机的概念研究。SNECMA 的主要工作是研究预燃室/燃气发生器的可重复使用技术,在液氧/液氢“火神”燃气发生器研制过程中,获得了很多低温推进剂的燃烧经验,但液氧/甲烷富燃燃烧带来了许多新的问题:如喷注性能、燃烧效率、稳定性、积碳形成等。为了解决上述问题,目前正在进行实验和理论两方面的研究。ONERA 的马斯喀特(Mascotte)试验装置就被改造用于研究甲烷的燃烧。最初的研究完成了对低混合比和压力范围在0.1MPa 到6.0MPa 下的液甲烷和气甲烷同轴喷注技术的评估。各项研究在继续进行,以求对液氧/甲烷低温燃烧问题进行完整的描述和理解。除了上述研究外,还在进行计算流体力学数值模拟工具的更新工作,但是只有一些非常特殊的工况点才需要进行修改工作,这是因为过去的火箭发动机燃烧研究工作已经对液氧/液氢低温燃烧特性有了深入的理解,有很多研究成果可用于液氧/甲烷燃烧研究。目前的主要问题集中在甲烷的高频燃烧稳定性和燃烧化学效应方面。在一个称为INCA 的新的燃烧研究计划框架内将对这些问题进行研究。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 液氧/甲烷 喷注器 低温燃烧

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我国新一代载人火箭液氧煤油发动机 被引量：36

6

作者 李斌 张小平 马冬英 《载人航天》 CSCD 2014年第5期427-431,442,共6页

分析了国内外载人火箭主动力的发展情况与发展趋势,介绍了我国1200 kN和180 kN两型液氧煤油发动机的研制历程、系统组成、工作原理、性能参数、关键技术和应用情况。两型发动机突破了补燃循环、自身起动、大范围工况调节、高效稳定燃烧... 分析了国内外载人火箭主动力的发展情况与发展趋势,介绍了我国1200 kN和180 kN两型液氧煤油发动机的研制历程、系统组成、工作原理、性能参数、关键技术和应用情况。两型发动机突破了补燃循环、自身起动、大范围工况调节、高效稳定燃烧、高压推力室冷却、反力式涡轮、大范围轴向力平衡、低温高DN值轴承、组合式涡轮泵密封、大直径低温阀、高精度调节器、推力矢量控制等关键技术。目前,两型发动机研制工作已基本完成,将成为我国新一代载人火箭的动力组合,实现我国航天主动力的更新换代。 展开更多

关键词 载人航天 运载火箭 液体火箭发动机 液氧煤油 补燃循环

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低温液体火箭发动机氢主阀动态特性仿真分析 被引量：1

7

作者 钟梦妮 杜兰君 李文凯 《导弹与航天运载技术（中英文）》 CSCD 北大核心 2023年第2期25-30,共6页

低温液体火箭发动机阀门多采用气控菌阀,阀门开关动态特性对发动机启动和关机性能存在重要影响。因此,在设计阶段获取准确的阀门开关动态特性至关重要。针对某型低温膨胀循环发动机氢主阀,采用AMESim仿真软件对其工作过程进行动态特性仿... 低温液体火箭发动机阀门多采用气控菌阀,阀门开关动态特性对发动机启动和关机性能存在重要影响。因此,在设计阶段获取准确的阀门开关动态特性至关重要。针对某型低温膨胀循环发动机氢主阀,采用AMESim仿真软件对其工作过程进行动态特性仿真,以获得阀门启闭动作时间与启闭过程中出口压力变化情况,并将仿真结果与试车数据进行对比,结果表明:仿真结果与试车数据变化趋势基本一致,低温下阀门打开时间变长,关闭时间不变。同时对影响阀门启闭动作时间的参数进行分析,结果显示阀门动作时间随开关作动力增大而减少,随控制腔容积增大而增加。因此,提出的气控菌阀动态特性仿真方法具有较高的可行性和准确性,可用于各类气控菌阀动态特性分析,为气控菌阀设计提供了参考依据,有助于缩短产品研制周期,降低生产成本。 展开更多

关键词 低温液体火箭发动机 氢主阀 动态特性 优化分析

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近代大型液体火箭发动机的特点 被引量：7

8

作者 王之任 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1991年第4期29-35,共7页

本文对近代大型液体火箭发动机的特点进行了综述和分析.文中指出:使用高能、无毒的液氧、煤油和液氧、液氢为大型液体火箭发动机的推进剂势在必行;采用高压补燃循环系统可以明显提高发动机的比冲、减小发动机尺寸和质量;采用推进剂利用... 本文对近代大型液体火箭发动机的特点进行了综述和分析.文中指出:使用高能、无毒的液氧、煤油和液氧、液氢为大型液体火箭发动机的推进剂势在必行;采用高压补燃循环系统可以明显提高发动机的比冲、减小发动机尺寸和质量;采用推进剂利用系统可以减少推进剂的剩余量,以提高运载火箭的有效载荷;使用辅助增压泵可降低贮箱压力,并提高发动机主泵的入口压力,以保证主泵在没有汽蚀的条件下可靠工作;高可靠性、长寿命和重复使用对航天产品尤为重要. 展开更多

关键词 液体推进剂 火箭发动机 液氧 液氢 可靠性

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RD——0120 LOX/LH_2液体火箭发动机研制经验 被引量：2

9

作者 谭永华 杨瑞亭 《火箭推进》 CAS 1995年第1期9-14,共6页

本文简要介绍了由化学自动机械设计局(前苏联)研制的空间液体火箭发动机。介绍用于“能源号”运载火箭芯级装置的 RD—0120低温推进剂发动机的详细资料。简要描述了与这种发动机研制有关的科技管理问题。对先进的氢类液体火箭发动机的... 本文简要介绍了由化学自动机械设计局(前苏联)研制的空间液体火箭发动机。介绍用于“能源号”运载火箭芯级装置的 RD—0120低温推进剂发动机的详细资料。简要描述了与这种发动机研制有关的科技管理问题。对先进的氢类液体火箭发动机的一些主要的特性参数进行了预测。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 氢发动机

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密度测量在低温液体火箭发动机试验中的作用

10

作者 张玉清 《导弹与航天运载技术》 1996年第2期71-73,共3页

在低温液体火箭发动机的试验中，对液体密度的测量是很重要的。从几个特定情况分析论证了液体在容器中停放时密度的分层，挤压试验时密度的变化。

关键词 液氢 液氧 密度测量 液体推进剂火箭发动机

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未来大推力液体火箭发动机的方案研讨 被引量：1

11

作者 契尔瓦考夫ВВ 藏家亮 梅舍劳夫ЕП 《导弹与航天运载技术》 1996年第2期14-27,共14页

根据未来航天运载系统需求，提出采用液化天然气（甲烷、丙烷）作为大推力液体火箭发动机燃料的问题。重点对若干个三组元液体火箭发动机的系统方案进行分析比较。结论是：采用液氧－碳氢燃料－液氢的三组元、两工况液体火箭发动机是大... 根据未来航天运载系统需求，提出采用液化天然气（甲烷、丙烷）作为大推力液体火箭发动机燃料的问题。重点对若干个三组元液体火箭发动机的系统方案进行分析比较。结论是：采用液氧－碳氢燃料－液氢的三组元、两工况液体火箭发动机是大推力液体火箭发展的新方向。 展开更多

关键词 液体推进剂火箭发动机 碳氢化合物 三元推进剂 系统总体方案

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液氧/甲烷发动机动力循环方式研究 被引量：15

12

作者 张小平 李春红 马冬英 《火箭推进》 CAS 2009年第4期14-20,43,共8页

综述了液氧/甲烷发动机的研究进展,分析了液氧/甲烷发动机的特性和应用前景,对比了大推力液氧/甲烷发动机的动力循环方式,提出发动机动力循环方式选择应综合用途、性能、研制难度及使用成本等多方面因素,一次性使用的发动机应采用高性... 综述了液氧/甲烷发动机的研究进展,分析了液氧/甲烷发动机的特性和应用前景,对比了大推力液氧/甲烷发动机的动力循环方式,提出发动机动力循环方式选择应综合用途、性能、研制难度及使用成本等多方面因素,一次性使用的发动机应采用高性能的高压补燃循环,其中部分甲烷冷却推力室的富燃补燃循环较佳;重复使用的发动机应根据工作次数和工作寿命,重点考虑系统压力低的燃气发生器循环和低压的补燃循环。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 液氧/甲烷 无毒推进剂 重复使用 循环方式

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500 tf级液氧煤油高压补燃发动机研制进展 被引量：10

13

作者 李斌 陈晖 +1 位作者 马冬英 高玉闪 《火箭推进》 CAS 2022年第2期1-10,共10页

500 tf级液氧煤油高压补燃发动机是我国下一代航天主动力,将大幅提升我国航天动力的技术水平,为我国航天发展提供强大动力。发动机采用高压补燃循环系统、泵后摇摆和双推力室方案,具有无毒环保、高性能、高可靠、推力和混合比可调节、... 500 tf级液氧煤油高压补燃发动机是我国下一代航天主动力,将大幅提升我国航天动力的技术水平,为我国航天发展提供强大动力。发动机采用高压补燃循环系统、泵后摇摆和双推力室方案,具有无毒环保、高性能、高可靠、推力和混合比可调节、使用维护便捷等特点,发动机研制需突破分级启动、健康管理、泵后摇摆、大功率高效涡轮泵、高压大流量高性能燃烧组件、高压大流量调节组件及低温阀门、发动机新工艺与热试验等多项关键技术。目前已完成发动机的方案设计和生产,开展了大量试验验证,完成半系统试车和首台整机装配,关键技术取得重大突破,为发动机后续工程研制奠定了基础。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 液氧煤油 大推力 关键技术 半系统试车

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载人登月主动力——大推力液氧煤油发动机研究 被引量：17

14

作者 李斌 栾希亭 张小平 《载人航天》 CSCD 2011年第1期28-33,共6页

大推力液氧煤油发动机是航天运载主动力的发展方向,是载人登月等重大航天活动的动力基础。提出了我国载人登月主动力—600吨级双推力室液氧煤油发动机的发展设想,并提出了该发动机补燃循环、泵后摇摆等总体方案,选择了发动机主要参数,... 大推力液氧煤油发动机是航天运载主动力的发展方向,是载人登月等重大航天活动的动力基础。提出了我国载人登月主动力—600吨级双推力室液氧煤油发动机的发展设想,并提出了该发动机补燃循环、泵后摇摆等总体方案,选择了发动机主要参数,进行了总体布局设计,梳理了关键技术,探讨了其用途。这将大幅提升我国进入空间的能力,以满足我国载人登月和深空探测等重大航天活动的动力需求。 展开更多

关键词 载人登月 液体火箭发动机液氧煤油 补燃循环 泵后摇摆

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基于机电伺服控制的液氧煤油发动机推力调节技术 被引量：9

15

作者 张晓光 董国创 陈晖 《载人航天》 CSCD 北大核心 2020年第2期230-236,共7页

针对补燃循环液氧煤油发动机推力调节需求,根据发动机系统特点,提出了基于机电伺服控制的发动机推力调节方案。论证了推力调节机电伺服系统组成、工作过程、机电伺服作动器和伺服控制器方案;提出了系统功能失效安全的伺服系统故障保护... 针对补燃循环液氧煤油发动机推力调节需求,根据发动机系统特点,提出了基于机电伺服控制的发动机推力调节方案。论证了推力调节机电伺服系统组成、工作过程、机电伺服作动器和伺服控制器方案;提出了系统功能失效安全的伺服系统故障保护方案以及融合伺服控制器自检测和自诊断结果、发动机热力参数的发动机推力调节故障监控方案;开展了推力调节机电伺服系统稳动态特性仿真、负载模拟试验、冷调试验、环境试验和发动机热试考核。结果表明:该系统调节性能、可靠性和环境适应性满足发动机推力调节应用需求。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 推力调节 机电伺服 液氧煤油

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俄罗斯新型液体火箭发动机简介

16

作者 罗宇虹 杨瑞亭 《火箭推进》 CAS 1994年第1期60-61,共2页

前不久德国 Tankirchen 访俄,参观了该国研制液体火箭发动机最大的公司 NPO 动力机械公司的展览馆,并写了一些有关展出两种火箭发动机的材料。P(?)—270发动机关于俄大型登月运载器 N-1的信息报道已不象过去封锁得那么厉害了。现在可以在

关键词 液体火箭发动机 运载器 可贮存推进剂 推进剂混合比 信息报道 燃烧室压力 动力机械 上面级 低温推进剂 液氧

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深度变推力发动机氧泵工作适应性仿真研究 被引量：2

17

作者 沈文金 蒋文山 韩英杰 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2018年第5期36-39,共4页

采用数值计算方法进行氧泵设计工况的全流场仿真计算,拟合了流量-扬程-转速特性曲线计算公式;根据发动机系统10%～100%变推力要求,采用拟合公式计算得到氧泵变工况工作转速,并进行变工况适应性仿真研究。结果表明:相比额定转速变工况流... 采用数值计算方法进行氧泵设计工况的全流场仿真计算,拟合了流量-扬程-转速特性曲线计算公式;根据发动机系统10%～100%变推力要求,采用拟合公式计算得到氧泵变工况工作转速,并进行变工况适应性仿真研究。结果表明:相比额定转速变工况流场分布,变转速、变工况时氧泵流场均匀性大幅提高,叶片流动分离显著降低,氧泵效率曲线平稳,高效率区较宽;氧泵具有良好的稳定性和变工况适应性,可以满足发动机的深度变推力要求。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 深度变推 氧泵

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全流量补燃循环液氧/甲烷发动机系统分析 被引量：7

18

作者 王鹏武 《火箭推进》 CAS 2004年第6期15-18,10,共5页

对全流量补燃循环液氧／甲烷发动机系统进行了分析研究。确定了初步的发动机系统方案,对发动机的系统参数、结构质量进行了分析计算。

关键词 液体火箭发动机 补燃循环 液氧/甲烷推进剂 预压涡轮

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变推力液氧/甲烷膨胀循环发动机系统方案研究 被引量：4

19

作者 张思远 孙慧娟 周利民 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2015年第4期16-19,共4页

在某型氢氧膨胀循环发动机的基础上进行适应性改进,使其尽可能不改变原有部件的同时满足变推力液氧/甲烷膨胀循环发动机的要求。根据液氧/甲烷推进剂和变推力工作条件的特殊要求,对发动机所要解决的各项问题进行了梳理,对喷注器的结构方... 在某型氢氧膨胀循环发动机的基础上进行适应性改进,使其尽可能不改变原有部件的同时满足变推力液氧/甲烷膨胀循环发动机的要求。根据液氧/甲烷推进剂和变推力工作条件的特殊要求,对发动机所要解决的各项问题进行了梳理,对喷注器的结构方案,推力室的再生冷却结构,变推力的调节方式等问题进行了研究。在此基础上确立了变推力液氧/甲烷膨胀循环发动机的系统方案,分析了各组件的工作状态。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 变推力 液氧/甲烷 膨胀循环

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液氧/甲烷膨胀循环发动机启动过程研究 被引量：3

20

作者 张思远 孙慧娟 周利民 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2015年第2期18-22,共5页

针对某型氢氧膨胀循环发动机直接换甲烷技术可行性进行研究。在氢氧膨胀循环发动机系统构成的基础上,通过启动仿真计算分析液氧/甲烷膨胀循环发动机上的启动特性,确定试验方案,进行点火试验。依据试车数据,进行比较分析,对仿真模型进行... 针对某型氢氧膨胀循环发动机直接换甲烷技术可行性进行研究。在氢氧膨胀循环发动机系统构成的基础上,通过启动仿真计算分析液氧/甲烷膨胀循环发动机上的启动特性,确定试验方案,进行点火试验。依据试车数据,进行比较分析,对仿真模型进行修正,为后续液氧/甲烷膨胀循环发动机的研究奠定理论基础。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 液氧/甲烷 膨胀循环

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