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安装热控组件对空间液体火箭发动机工作特性的影响
1
作者
陈锐达
余鹏
+3 位作者
丁卫华
刘昌国
陈泓宇
徐辉
《火箭推进》
CAS
北大核心
2024年第3期1-10,共10页
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...
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。
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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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职称材料
双组元150 N自燃推进剂发动机单阀打开脉冲特性
被引量：
1
2
作者
陈锐达
王鹤茗
+2 位作者
徐辉
陈泓宇
宣晓萍
《火箭推进》
CAS
2023年第6期10-20,共11页
为了研究单路电磁阀打开对采用自燃推进剂的双组元空间液体火箭发动机脉冲工作特性的影响,对150 N发动机开展高空模拟热试车。采用推进剂组合为四氧化二氮和甲基肼,考察了氧化剂路、燃料路电磁阀同时打开和分别单独打开时20、30、50、80...
为了研究单路电磁阀打开对采用自燃推进剂的双组元空间液体火箭发动机脉冲工作特性的影响,对150 N发动机开展高空模拟热试车。采用推进剂组合为四氧化二氮和甲基肼,考察了氧化剂路、燃料路电磁阀同时打开和分别单独打开时20、30、50、80 ms脉宽下的发动机脉冲工作特性,脉冲控制周期均为160 ms。试验结果表明:(1)仅氧阀打开时,20、30 ms脉宽下的发动机平均推力冲量分别为0.35、0.41 N·s,分别为对应正常工况的11.08%、9.51%;50、80 ms脉宽下平均推力冲量分别为0.47、0.63 N·s,分别为对应正常工况的6.20%、5.33%,四氧化二氮均发生了充分的闪蒸雾化。(2)仅燃阀打开时,20、30 ms脉宽下的发动机平均推力冲量值相当,分别为0.17、0.18 N·s,分别为对应正常工况的5.38%、4.18%,甲基肼主要呈液态从喷管出口边缘流出;当脉宽增大至50、80 ms时,甲基肼发生不完全的闪蒸,发动机平均推力冲量随脉宽增大而逐渐增大,分别为0.22、0.31 N·s,分别为对应正常工况的2.90%、2.62%。单阀打开时,发动机脉冲工作产生的推力冲量主要与推进剂的闪蒸雾化程度有关。
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关键词
空间液体火箭发动机
自燃推进剂
单路电磁阀
脉冲工作特性
推力冲量
闪蒸雾化
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职称材料
电磁阀高温环境下双组元150N姿控发动机脉冲工作特性
3
作者
陈锐达
刘淑群
+3 位作者
刘昌国
陈剑
赵京
洪鑫
《火箭推进》
2025年第4期84-91,99,共9页
为了考察电磁阀高温环境下空间液体火箭发动机的工作特性,搭建了高温试验系统,开展了双组元150 N姿控发动机高空模拟热试车,通过包覆热控组件和安装比例积分微分控制装置实现了对电磁阀壳体的加热和保温,研究了常温、80℃和95℃保温24 h...
为了考察电磁阀高温环境下空间液体火箭发动机的工作特性,搭建了高温试验系统,开展了双组元150 N姿控发动机高空模拟热试车,通过包覆热控组件和安装比例积分微分控制装置实现了对电磁阀壳体的加热和保温,研究了常温、80℃和95℃保温24 h、135℃保温1 h对发动机脉冲工作特性的影响。试验结果表明:电磁阀处于80~135℃保温温度时,发动机具备脉冲点火工作能力,工作初期的推力冲量和推力峰值均明显低于常温条件,并且推力持续发生振荡;在80℃保温条件下,发动机工作初期的推力冲量变化趋势与常温下基本一致;95℃与135℃保温条件下的推力冲量量级相当。在低于四氧化二氮沸点温度的高温环境下,密度降低不是导致工作初期推力冲量降低的唯一影响因素;在高于四氧化二氮沸点温度的高温环境下,推力冲量大幅降低主要还是受四氧化二氮气化的影响。
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关键词
空间液体火箭发动机
高温环境
脉冲推力冲量
四氧化二氮
气化
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职称材料
题名
安装热控组件对空间液体火箭发动机工作特性的影响
1
作者
陈锐达
余鹏
丁卫华
刘昌国
陈泓宇
徐辉
机构
上海空间推进研究所
上海空间发动机工程技术研究中心
出处
《火箭推进》
CAS
北大核心
2024年第3期1-10,共10页
基金
“十四五”装备预研共用技术项目(50922010801)。
文摘
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
Keywords
space liquid rocket engine
thermal control component
multilayer insulation material
light shielding plate
thermal radiation
分类号
V439.7 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
双组元150 N自燃推进剂发动机单阀打开脉冲特性
被引量：
1
2
作者
陈锐达
王鹤茗
徐辉
陈泓宇
宣晓萍
机构
上海空间推进研究所
上海空间发动机工程技术研究中心
出处
《火箭推进》
CAS
2023年第6期10-20,共11页
基金
“十四五”装备预研共用技术项目(50922010801)。
文摘
为了研究单路电磁阀打开对采用自燃推进剂的双组元空间液体火箭发动机脉冲工作特性的影响,对150 N发动机开展高空模拟热试车。采用推进剂组合为四氧化二氮和甲基肼,考察了氧化剂路、燃料路电磁阀同时打开和分别单独打开时20、30、50、80 ms脉宽下的发动机脉冲工作特性,脉冲控制周期均为160 ms。试验结果表明:(1)仅氧阀打开时,20、30 ms脉宽下的发动机平均推力冲量分别为0.35、0.41 N·s,分别为对应正常工况的11.08%、9.51%;50、80 ms脉宽下平均推力冲量分别为0.47、0.63 N·s,分别为对应正常工况的6.20%、5.33%,四氧化二氮均发生了充分的闪蒸雾化。(2)仅燃阀打开时,20、30 ms脉宽下的发动机平均推力冲量值相当,分别为0.17、0.18 N·s,分别为对应正常工况的5.38%、4.18%,甲基肼主要呈液态从喷管出口边缘流出;当脉宽增大至50、80 ms时,甲基肼发生不完全的闪蒸,发动机平均推力冲量随脉宽增大而逐渐增大,分别为0.22、0.31 N·s,分别为对应正常工况的2.90%、2.62%。单阀打开时,发动机脉冲工作产生的推力冲量主要与推进剂的闪蒸雾化程度有关。
关键词
空间液体火箭发动机
自燃推进剂
单路电磁阀
脉冲工作特性
推力冲量
闪蒸雾化
Keywords
space liquid rocket engine
hypergolic propellant
single-way solenoid valve
pulse characteristic
thrust impulse
flash vaporization
分类号
V434.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
电磁阀高温环境下双组元150N姿控发动机脉冲工作特性
3
作者
陈锐达
刘淑群
刘昌国
陈剑
赵京
洪鑫
机构
上海空间推进研究所
出处
《火箭推进》
2025年第4期84-91,99,共9页
基金
上海市“科技创新行动计划”启明星项目(24YF2729400)。
文摘
为了考察电磁阀高温环境下空间液体火箭发动机的工作特性,搭建了高温试验系统,开展了双组元150 N姿控发动机高空模拟热试车,通过包覆热控组件和安装比例积分微分控制装置实现了对电磁阀壳体的加热和保温,研究了常温、80℃和95℃保温24 h、135℃保温1 h对发动机脉冲工作特性的影响。试验结果表明:电磁阀处于80~135℃保温温度时,发动机具备脉冲点火工作能力,工作初期的推力冲量和推力峰值均明显低于常温条件,并且推力持续发生振荡;在80℃保温条件下,发动机工作初期的推力冲量变化趋势与常温下基本一致;95℃与135℃保温条件下的推力冲量量级相当。在低于四氧化二氮沸点温度的高温环境下,密度降低不是导致工作初期推力冲量降低的唯一影响因素;在高于四氧化二氮沸点温度的高温环境下,推力冲量大幅降低主要还是受四氧化二氮气化的影响。
关键词
空间液体火箭发动机
高温环境
脉冲推力冲量
四氧化二氮
气化
Keywords
space liquid rocket engine
high temperature environment
pulse thrust impulse
nitrogen tetroxide
vaporization
分类号
V434.3 [航空宇航科学技术]
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职称材料
题名
作者
出处
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1
安装热控组件对空间液体火箭发动机工作特性的影响
陈锐达
余鹏
丁卫华
刘昌国
陈泓宇
徐辉
《火箭推进》
CAS
北大核心
2024
0
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下载PDF
职称材料
2
双组元150 N自燃推进剂发动机单阀打开脉冲特性
陈锐达
王鹤茗
徐辉
陈泓宇
宣晓萍
《火箭推进》
CAS
2023
1
在线阅读
下载PDF
职称材料
3
电磁阀高温环境下双组元150N姿控发动机脉冲工作特性
陈锐达
刘淑群
刘昌国
陈剑
赵京
洪鑫
《火箭推进》
2025
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职称材料
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