液氧温度对某液氧液氢发动机性能影响研究 被引量：4

1

作者 姜冬玲 杨莹 《火箭推进》 CAS 2014年第2期54-58,共5页

结合某液氧液氢发动机实际飞行中二次工作段入口液氧温度升高和推力下降现象,分析了液氧温度对发动机性能的影响方式和修正方法。通过过冷液氧的发动机试验,对液氧温度影响性能的两种方式分别进行了修正,可将某液氧液氢发动机二次工作... 结合某液氧液氢发动机实际飞行中二次工作段入口液氧温度升高和推力下降现象,分析了液氧温度对发动机性能的影响方式和修正方法。通过过冷液氧的发动机试验,对液氧温度影响性能的两种方式分别进行了修正,可将某液氧液氢发动机二次工作段推力与一次工作段的偏差降低约24%,将发动机飞行燃烧室压力与交付值的偏差降低约8%。 展开更多

关键词 液氧液氢发动机 液氧温度 干扰因素 非线性计算方法 小偏差计算方法

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液氢/液氧火箭发动机尾焰流场特性仿真研究 被引量：6

2

作者 乔野 聂万胜 +2 位作者 丰松江 蔡红华 吴高杨 《火箭推进》 CAS 2015年第5期43-48,共6页

为研究液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流流动特点,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型、液氢/液氧单步化学反应的N-S方程,化学反应速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制控制,运用PISO算法对液氢/液氧火箭发动机在地面发射阶段的燃烧尾焰射... 为研究液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流流动特点,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型、液氢/液氧单步化学反应的N-S方程,化学反应速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制控制,运用PISO算法对液氢/液氧火箭发动机在地面发射阶段的燃烧尾焰射流流场进行了一体化仿真计算,得到了液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流近场激波系结构,并与理论分析结果进行对比,证明了算法的有效性和正确性。分析了燃烧尾焰压力场的动态形成过程,捕捉到尾焰半球形冲击波的发展过程,并认为冲击波为正激波且进行匀速传播。获得了尾焰流场各项参数的分布情况,为开展燃烧尾焰射流的辐射计算提供数据基础。 展开更多

关键词 尾焰 液氢/液氧火箭发动机 单步化学反应 冲击波 数值仿真

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液氢液氧火箭发动机非线性静态特性仿真与分析 被引量：8

3

作者 张青松 张振鹏 《火箭推进》 CAS 2006年第6期6-11,共6页

在考虑泵后推进剂温度和密度变化的情况下,建立低温液体火箭发动机非线性稳态工作的数学模型,以设计点参数为初始值采用离散牛顿法对大范围参数扰动下氢氧发动机的静态特性进行仿真,并对包括真空推力和真空比冲在内的重要参数的变化情... 在考虑泵后推进剂温度和密度变化的情况下,建立低温液体火箭发动机非线性稳态工作的数学模型,以设计点参数为初始值采用离散牛顿法对大范围参数扰动下氢氧发动机的静态特性进行仿真,并对包括真空推力和真空比冲在内的重要参数的变化情况做相应的分析;在引入故障影响因素的情况下,针对液体火箭发动机中常见的典型故障模式进行稳态故障效应仿真和分析,为该发动机的故障检测与诊断工作奠定了基础。 展开更多

关键词 液氢液氧火箭发动机 非线性 静态特性仿真 故障效应仿真

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大推力液体火箭发动机研究 被引量：41

4

作者 谭永华 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第10期1303-1308,共6页

大推力火箭发动机是航天发展的基础,是国家高科技水平和综合国力的体现。分析了运载火箭主动力发展的现状和趋势,指出大推力液氧煤油发动机和液氧液氢发动机是发展方向和最佳组合。提出了我国重型运载火箭大推力液氧煤油发动机和液氧液... 大推力火箭发动机是航天发展的基础,是国家高科技水平和综合国力的体现。分析了运载火箭主动力发展的现状和趋势,指出大推力液氧煤油发动机和液氧液氢发动机是发展方向和最佳组合。提出了我国重型运载火箭大推力液氧煤油发动机和液氧液氢发动机的总体方案和主要参数,研究了两种发动机的关键技术及其解决途径。这两种大推力发动机的研制,将为我国载人登月、深空探测等重大航天活动和空间利用提供动力支撑。 展开更多

关键词 液氧煤油发动机 液氧液氢发动机 载人登月 重型运载火箭 关键技术

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轻质钛合金喷管在氢氧发动机上的应用研究 被引量：4

5

作者 许晓勇 赵世红 王召 《火箭推进》 CAS 2016年第4期1-6,34,共7页

为降低发动机质量,提高其推重比,将轻质高温钛合金TA15用于液氢液氧发动机推力室喷管,模拟了全尺寸再生冷却钛合金喷管的工作特性,设计了TA15钛合金铣槽式再生冷却缩尺喷管,采用扩散焊工艺生产了缩尺喷管试验件,成功进行了热试验。试验... 为降低发动机质量,提高其推重比,将轻质高温钛合金TA15用于液氢液氧发动机推力室喷管,模拟了全尺寸再生冷却钛合金喷管的工作特性,设计了TA15钛合金铣槽式再生冷却缩尺喷管,采用扩散焊工艺生产了缩尺喷管试验件,成功进行了热试验。试验结果表明钛合金氢再生冷却缩尺喷管在高温富氢燃气环境下能够短时间安全稳定工作,传热可靠,最高气壁温达1 017 K,冷却通道流阻及氢温升实测值与计算结果基本一致。最后简要介绍了钛合金的氢脆特性。 展开更多

关键词 液氢液氧发动机 推力室 钛合金喷管 再生冷却

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可重复使用火箭发动机涡轮泵的关键技术

6

作者 丁丰年 《火箭推进》 CAS 1998年第5期35-42,共8页

近来,有关空间运输与研究可重复使用火箭各种需求的增加,世界各国正致力于降低费用与提高可靠性的工作。在美国,研制可重复使用火箭“冒险号”以替代航天飞机,其二分之一缩尺模型“X-33”计划1999年进行第一次飞行。在日本,计划研制可... 近来,有关空间运输与研究可重复使用火箭各种需求的增加,世界各国正致力于降低费用与提高可靠性的工作。在美国,研制可重复使用火箭“冒险号”以替代航天飞机,其二分之一缩尺模型“X-33”计划1999年进行第一次飞行。在日本,计划研制可重复使用火箭(RLV)的主要依据是建立在 H-2A 火箭技术之上,在研制空天飞机型 RLV 前,先研制 HOPE-X。计划研制的可重复使用火箭发动机是采用液氢/液氧、推力980.665～1961.33kN,并具有调节能力的发动机。发动机(包括液氢/液氧涡轮泵)的其他要求是工作寿命长,可靠性高。本文就可重复使用涡轮泵提出了一些关键技术。 展开更多

关键词 重复使用 液氢液氧发动机 涡轮泵 流体静压轴承 喷射泵

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液氧/液氢缩尺同轴离心式喷嘴试验

7

作者 吕发正 《火箭推进》 CAS 1998年第3期38-45,共8页

为了获得高性能的实用的大尺寸同轴离心式喷嘴的设计参数,分别用九个同轴剪切式喷嘴和九个同轴离心式喷嘴的多喷嘴燃烧室进行了试验,额定推力为10kN,室压为3.5MPa,混合比为4.5～7.5,氢的喷前温度为40～50K。通过试验,获得了每种喷注器... 为了获得高性能的实用的大尺寸同轴离心式喷嘴的设计参数,分别用九个同轴剪切式喷嘴和九个同轴离心式喷嘴的多喷嘴燃烧室进行了试验,额定推力为10kN,室压为3.5MPa,混合比为4.5～7.5,氢的喷前温度为40～50K。通过试验,获得了每种喷注器的燃烧效率、室压分布、室壁热负荷和稳定性数据,并同以前的单喷嘴试验结果进行了比较。测量数据比较一致,并明显地显示出同轴离心式喷嘴和同轴剪切式喷嘴在燃烧特性方面的不同。 展开更多

关键词 液氧/液氢发动机 同轴离心式喷嘴

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兼容火箭推进剂的燃料电池混合能源系统

8

作者 马菡 王绍成 +1 位作者 孙凤换 齐济 《电源技术》 CAS 北大核心 2024年第5期963-968,共6页

针对使用液氢/液氧的重型火箭发动机上存在氢氧蒸发气体无法有效利用的问题,提出了一种与火箭推进剂兼容的氢氧燃料电池混合能源系统设计方案。混合能源系统以满足负载使用需求为主要目标,综合考虑氢氧燃料电池效率和锂电池使用寿命,制... 针对使用液氢/液氧的重型火箭发动机上存在氢氧蒸发气体无法有效利用的问题,提出了一种与火箭推进剂兼容的氢氧燃料电池混合能源系统设计方案。混合能源系统以满足负载使用需求为主要目标,综合考虑氢氧燃料电池效率和锂电池使用寿命,制定了混合能源系统的控制策略以及混合能源系统评价函数。基于MATLAB的仿真分析结果表明,在火箭上使用混合能源系统比单一的锂电池减重约940 kg,系统比能量提高约214.5%,且可以与箭上生命保障、环境热控系统相结合,具有广阔的实际应用前景。 展开更多

关键词 液氢/液氧火箭发动机 氢氧燃料电池 混合能源

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中国重型运载火箭动力系统研究 被引量：34

9

作者 谭永华 《火箭推进》 CAS 2011年第1期1-6,共6页

分析了未来航天发展趋势,指出为实现载人登月和深空探测,发展重型运载火箭,研制大推力火箭发动机势在必行。提出了中国重型运载火箭主动力——600吨级液氧煤油发动机和200吨级液氧液氢发动机的总体方案,确定了发动机的主要参数,明确了... 分析了未来航天发展趋势,指出为实现载人登月和深空探测,发展重型运载火箭,研制大推力火箭发动机势在必行。提出了中国重型运载火箭主动力——600吨级液氧煤油发动机和200吨级液氧液氢发动机的总体方案,确定了发动机的主要参数,明确了发动机的关键技术,考虑了发动机的研制条件,进行了发动机研制策划。根据中国的技术水平和经济实力,有望在2020年前后完成两种发动机研制。 展开更多

关键词 载人登月 深空探测 重型运载火箭 液体火箭发动机 液氧煤油发动机 液氧液氢发动机

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低温推进剂供应管道系统充填过程的动力学模型 被引量：8

10

作者 刘昆 程谋森 张育林 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第3期1-5,共5页

研究了低温推进剂液体火箭发动机供应管道系统充填过程的建模问题。低温推进剂的充填相变过程采用均相模型,对推进剂充填管道系统进行有限元分割,应用基本守恒定律于充满推进剂的单元和充满气体的单元,两相单元采用等效流容方程,建立了... 研究了低温推进剂液体火箭发动机供应管道系统充填过程的建模问题。低温推进剂的充填相变过程采用均相模型,对推进剂充填管道系统进行有限元分割,应用基本守恒定律于充满推进剂的单元和充满气体的单元,两相单元采用等效流容方程,建立了低温推进剂管道充填过程的有限元状态变量模型。充填的容腔视为两相单元,建立了其动力学模型。利用本文的模型,对液氢、液氧推进剂的管道充填过程进行了仿真计算,给出了有关计算结果。 展开更多

关键词 液氢液氧发动机 推进剂供应管道 充填过程 动力学模型

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氢涡轮泵次同步振动问题的试验研究 被引量：7

11

作者 罗巧军 褚宝鑫 须村 《火箭推进》 CAS 2014年第5期14-19,共6页

某型氢氧发动机氢涡轮泵采用了超二阶临界转速工作的柔性转子,为了解决氢涡轮泵研制中发生的次同步振动问题,采用氢涡轮泵空转试验的研究方法,通过布置在涡轮泵机组不同位置的位移和加速度传感器,获取转子的工作信息,对轴系预紧力、密... 某型氢氧发动机氢涡轮泵采用了超二阶临界转速工作的柔性转子,为了解决氢涡轮泵研制中发生的次同步振动问题,采用氢涡轮泵空转试验的研究方法,通过布置在涡轮泵机组不同位置的位移和加速度传感器,获取转子的工作信息,对轴系预紧力、密封动环安装位置、轴系相关零件的配合间隙、金属阻尼器等影响因素进行了研究和试验。试验结果表明,增加轴系预紧力对抑制异常频率的出现有较为明显的作用;密封动环的安装位置与轴承的距离越远,越容易激发出异常振动频率;适当增加轴套与轴的配合间隙可减小轴系的内摩擦,进而提高轴系稳定性裕度;金属橡胶阻尼器的采用对抑制异常振动有明显效果。 展开更多

关键词 液氢液氧发动机 氢涡轮泵 转子稳定性

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丝网多孔发散冷却面板烧结新工艺探索

12

作者 王燚 方玉诚 +3 位作者 郭章 王桂香 丁桂山 吴淑琼 《宇航材料工艺》 CAS CSCD 北大核心 1995年第3期14-17,26,共5页

丝网多孔发散冷却面板是液氢液氧发动机燃烧室的关键部件，是用多层金属丝网通过轧制和烧结复合而成的。制备面板通常采用的真空平压烧结工艺，烧结温度高，保温时间长，造成面板表面与陶瓷涂层隔板的粘结，严重影响了表面质量。本文探... 丝网多孔发散冷却面板是液氢液氧发动机燃烧室的关键部件，是用多层金属丝网通过轧制和烧结复合而成的。制备面板通常采用的真空平压烧结工艺，烧结温度高，保温时间长，造成面板表面与陶瓷涂层隔板的粘结，严重影响了表面质量。本文探讨了真空吊挂烧结、真空表面活化烧结和热压烧结三种新工艺，表明三种工艺都可得到质量好的烧结表面，烧结强度明显提高。真空吊挂烧结工艺更具有实际的应用意义。 展开更多

关键词 液氢液氧发动机 冷却面板 烧结真空 吊挂烧结

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我国新一代运载火箭动力装置研制获阶段性成果

13

作者 梁晓霞（摘） 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2006年第1期62-62,共1页

我国自主研制的50吨级液氢液氧发动机，于2006年1月15日成功地进行了200s热试车试验，经过数据分析，发动机试验测试数据与设计参数完全吻合，这标志着我国新一代运载火箭基础动力装置研制取得阶段性成果，将为我国今后发展卫星技术、... 我国自主研制的50吨级液氢液氧发动机，于2006年1月15日成功地进行了200s热试车试验，经过数据分析，发动机试验测试数据与设计参数完全吻合，这标志着我国新一代运载火箭基础动力装置研制取得阶段性成果，将为我国今后发展卫星技术、深空探测和载人航天发挥重大作用。 展开更多

关键词 阶段性成果 动力装置 运载火箭 一代 液氢液氧发动机 发动机试验 自主研制 数据分析 设计参数 测试数据

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