Tag Archives: 液体推进剂火箭发动机

层板式喷注器在空间飞行器发动机中的应用综述

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。

基于人工噪声神经网络BP算法的火箭发动机故障仿真与检测

研究了用于液体火箭发动机(LRE)故障仿真与故障检测的神经网络BP(BackPropanation)算法。在BP算法中采用了加噪声等技术来避免系统误差陷入局部极小,训练出精度高(误差小于0.02)的神经网络。试验表明:神经网络BP算法成功地用于故障仿真与故障检测。

液体火箭发动机稳态故障仿真及分析

建立了液体火箭发动机稳态故障数学模型,编制了实用计算程序。调整方程组中的有关系数和参数,该模型既可用于在正常工况下评定性能参数随干扰因素的随机变化,进行发动机静态特性仿真,又可用于在故障状态下发动机性能参数衰减退化的计算,进行发动机稳态故障效应的仿真。

收敛段内壁强力旋压胀形工艺试验

发动机收敛段内壁采用卷锥筒、对焊、胀形工艺,存在着焊缝材料强度低,胀形后焊缝处壁厚减薄量超差的问题。废品率高,潜在质量差。为此做强力旋压、胀形工艺试验。强力旋压有一次成型,二次成型方案。一次成型试验起旋后在距小端60~90nm处屡次产生龟裂,甚至断裂。因此,未作进一步试验, 二次成型试验采用的过渡模胎的半锥角定为30°,二次旋压模胎的半锥角仍为12°, 前、中、后共三次消除冷作硬化热处理,零件顺利成型。又通过试验在胀形、热处理、校形工艺及一次胀形成型工艺中选择了前者,型面与样板的间隙<0.15mm。零件达

液体火箭发动机故障模式分析

当前新研制的液体火箭发动机特别强调高可靠性和低成本,以往追求高性能和低质量为主的设计目标现已降为次要地位。新研制的发动机都要求进行可靠性设计。在发动机可靠性设计中,为消除故障隐患,提高产品可靠性,采用了行之有效的故障树分析(FTA)及故障模式、后果及严重度分析(FMECA)。美国先进运载系统(ALS)航天运输主发动机(STME)的设计工作采用了这种可靠性设计法,以确保发动机达到设计要求的可靠性指标(0.999)。本文不打算全面介绍液体火箭发动机可靠性设计方法和过程,只对其中采用的故障模式、后果及严重度分析

液体火箭发动机系统故障实时监测算法研究

利用水力系数(C_(ADE))的性质和现有液体火箭发动机管路系统中压力或流量的测量值,进行适当分段组合,计算出相应的压力和水力系统改变量。并根据实际试车经验确定出相应的极限值。同时使用灰色理论中GM预测模型对发动机的监测参数进行预测,从而及早分析出发动机所处工况。该算法能尽早地探测出发动机系统中出现的故障,以提供足够的时间对发动机采取措施。

液体火箭发动机循环系统选择

未来航天运输任务要使用不仅性能好而且成本低、可靠性高、安全性好的液体火箭发动机。这就要求对液体火箭发动机的动力循环系统进行研究和选择。从世界范围看,现已定型的液体火箭发动机使用了三种循环,即燃气发生器循环、膨胀循环和分级燃烧循环。本文扼要地介绍了这三种动力循环,分析了它们的优缺点以及应用情况。

三组元液体火箭发动机发展概况

双组元液体火箭发动机的发展已进入成熟阶段,进一步提高性能已十分困难。为满足空间开发的需要,需要探索液体火箭发动机发展的新途径。国外(美国和原苏联)十分重视三组元发动机技术的研究,我国近来也做了一定的研究工作。本文介绍了三组元发动机理论的提出、发展情况以及几种这种发动机方案(双燃料、双膨胀、双喉道和一体化方案)及其性能参数。

发动机构型分析与评价软件的设计与实现

在发动机初步设计阶段,要根据对发动机的构型方案进行分析与评价,来选择发动机主要设计参数,并从多个发动机方案中选择最佳方案。作者以液体推进剂火箭发动机为研究对象,建立了一个发动机构型分析与评价软件IRE/CAA。本文阐述了软件LRE/CAA的设计思想,介绍了软件所包括的模块和各个模块的功能,并说明了在软件实现过程中一些问题的处理方法。

液体火箭发动机构型方案的综合评价

以液体推进剂火箭发动机为研究对象,提出了一个发动机构型方案的定性与定量综合评价方法.文中建立了运载器助推发动机评价指标体系,阐述了如何确定评价指标值,给出了将定量分析计算与层次分析法结合确定加权因子的方法.最后利用建立的方法对5种发动机方案进行了评价.

几种液体火箭发动机喷注器的研制

介绍了几种液体火箭发动机喷注喷研制中出现的技术问题及其解决途径。同时,对双组元离心式喷嘴流量偏差作了分析,探讨了控制流量偏差的方法。提出的一种身部内冷却装置,采用斜齿缝隙钎焊整体式结构,在中等推力液体火箭发动机中进行试验得出初步结论。

膨胀循环发动机对于先进空间任务的适用性

本文讨论了先进空间任务对推进系统的主要要求,并指出膨胀循环发动机可满足这些要求。对拟议中的或正在进行方案论证中的先进空间任务的研究表明,其对推进系统的要求是多方面的。对轨道转移任务主要要求性能高;对月球和火星着陆则要求推进调节范围要宽;对上升或返回任务要求混合比大(大于化学当量混合比)或要求其它推进剂。由于空间任务的性质所决定,推进系统必须高度可靠且维修量要最少,膨胀循环发动机具备能满足这些要求的特性。例如,RL10发动机已被证明可用其它推进剂工作,有广泛的推力调节能力,混合比高,性能和可靠性高。膨胀循环