液体火箭发动机方案设计阶段可靠性预测方法探讨

通过对方案设计阶段液体火箭发动机可靠性的分析,提出液体火箭发动机可靠性预测的方法和方案阶段液体火箭发动机的可靠性模型。     

液体火箭发动机替代固体捆绑式火箭发动机助推器研究

本文将讨论应用简单的挤压式液体火箭发动机助推器替代现有固体捆绑火箭发动机的可能性,并且探讨如何制造同固体火箭发动机相同经济效益的火箭发动机,而不出现固体火箭发动机的安全和操作缺限。固体火箭发动机经济效益好并被广泛使用。但是它表现出明显的安全和操作缺限,用现有经费模型探讨固体火箭发动机的经济效益,并说明其原因。为此促使我们比较分析简单的挤压液体火箭发动机级,此液体火箭发动机级采用固体火箭发动机有相同经济效益的烧蚀冷却液体火箭发动机。本研究所选择的液体推进剂是过氧化氢和煤油,它具有可与固体火箭发动机相竞争的经济和性能特性。研究表明没有实际的液体推进剂组合可以获得固体火箭发动机那样的的密度比冲,应用过氧化氢和煤油的液体火箭系统是现有或未来运载火箭增加推力的一种经济的方案。     

基于广义模糊熵的液体火箭发动机故障检测研究

定义了系统状态的广义模糊熵及其计算公式，即当前时刻滑动数据窗口上聚类结果的我模糊度，给出了滑动数据窗口中采样数据矢量方向分布中心的离散度定义及其与广义模糊熵之间的负指数关系，并基于该离散度概念对自适应窗口滤波器进行了改进，提高了滤波器对噪声对敏感度，从而进一步提高了基于自适应窗口滤波器的故障检测算法对强干扰噪声的鲁棒性。本文基于受强噪声干扰的实际试车数据，采用模糊Ｋｏｈｏｎｅｎ聚类网络（ＦＫＣＮ）     

液体火箭发动机针栓喷注器雾化燃烧技术研究进展

针栓喷注器具有结构简单、可靠性高、燃烧稳定,可实现深度节流、面关机、机构可按比例缩放、成本低等显著优点,以其为基础的推力调节技术是一种实现液体火箭发动机变推力方案的有效途径,得到了广泛的应用。基于国内外针栓喷注器及针栓式发动机技术的发展现状和应用实例,着重从喷注器雾化性能和发动机燃烧流动问题2个方面进行了分析,在此基础上提出了对喷注器及发动机技术研究方向和研究重点的建议。     

闭式循环液体火箭发动机

本文主要介绍萨莫拉国家科研生产联合体(TRUD)研制的 NK—33、NK—43、NK—39和 NK—31可重复使用的闭式循环液氧煤油发动机方面的经验。这些发动机结构布局经济合理,具有真空比冲为3247.11m/s～3462.93m/s(对应于 NK—33和 NK—31发动机的比冲),质推比约为0.000815kg/N(对应于 NK—33和 NK—43发动机)的最佳性能参数。本文探讨了在这几种发动机的研制和主要组合件的研究过程中产生的主要问题。此外本文也介绍了燃气发生器、涡轮泵组件、推力室和发动机总体结构的主要参数、试验数据和试车数据的处理方法。     

液体火箭发动机低成本设计技术

简要介绍了国外液体火箭及其发动机的低成本研制现状,重点论述我国液体火箭发动机低成本设计,尤其是发动机系统、发动机重要组件的结构简化及可靠性设计经验.发动机系统优化与简化设计方法确保了系统简单、零组件数量和组件品种减少,操作性方便.关键组件的预先研究和新型密封结构设计提高了发动机的可靠性.指出低成本设计是降低发射费用的重要措施之一;液体火箭发动机低成本研制应从系统设计着手,力求系统简单可靠;对于要求特殊和薄弱环节的结构运用创新和关键技术攻关得以实现.     

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。     

前苏联分级燃烧液体火箭发动机

本文主要介绍前苏联研制的几种分级燃烧液体火箭发动机的主要性能和设计特点,以及研制中主要技术问题和经验。本文较详细地介绍了 RD-170的研究历史及试验情况。此外,文中还将介绍前苏联研制的 RD-701三组元液体火箭发动机,这种发动机能满足未来单级入轨运载器的要求。     

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。     

液体火箭发动机液膜冷却研究综述

液膜冷却是液体火箭发动机的一种重要的冷却方式,具有冷却结构简单、冷却能力强等优点,一般与其他冷却方式结合,实现对发动机的冷却。液膜冷却对发动机的热防护可靠性和发动机比冲均有重要的影响。通过追踪国内外液膜冷却研究现状,从液膜的形成、中心气流对液膜的夹带作用、液膜冷却分析模型以及液膜冷却对发动机性能的影响等方面,梳理了液膜冷却的研究文献,总结了当前研究中存在的不足,并从冷却剂注入结构、中心气流对液膜夹带特性、液体火箭发动机液膜冷却计算方法和推力室冷却结构/技术方案等方面提出研究展望。     

液体火箭发动机试验过程中人的可靠性评价研究

以液体火箭发动机试验故障的统计分析为基础,选用斯文人失误概率模型,对试验过程中人失误进行详细分析,通过选择重要人失误,把复杂的试验过程简化为五个连续的操作单元,建立人的可靠性分析事件树,用事件树分析技术得到所求的人的可靠度,以此对航天领域人的可靠性进行评价。     

支持向量机用于液体火箭发动机的故障诊断

支持向量机（Support Vector Machine,简称SVM）是一种基于机器学习的模式分类算法,其在解决小样本、非线性及高维模式识别等问题中都表现出许多特有的优势。用SVM对液体火箭发动机的故障数据进行检测和诊断。通过对发动机仿真模型的9种故障数据的学习,能检测出18组故障数据中的17组,但有4组出现误报,对误报故障进行二次学习和再检测,能对这4种故障正确检测。经过对C75试车4种故障数据的学习,能正确检测其故障类型,进一步验证了该方法的正确性和可行性。     

液体火箭发动机喷嘴动力学研究进展

对液体火箭发动机喷嘴动力学研究的有关文献进行了综述,从喷嘴动力学理论分析和实验研究两方面入手,对直流式、离心式喷嘴、敞口型离心式喷嘴和气液同轴喷嘴动力学的国内外研究进展进行了全面总结。从目前的研究结果来看,喷嘴动力学在解决燃烧不稳定方面具有重要意义,在未来液体火箭发动机研制中将起到更大作用。     

我国可重复使用液体火箭发动机发展的思考

重复使用是降低航天发射成本的重要途径之一,是液体火箭发动机未来发展的重要方向。本文分析了可重复使用液体发动机的发展趋势,针对可重复使用运载器对发动机功能的需求,探讨了动力系统方案;对比了液氧煤油和液氧甲烷等推进剂组合和不同循环方式,认为几种发动机方案均可满足重复使用运载器的需求;研究了重复使用发动机的关键技术,提出应重点研究可重复使用液体火箭发动机高温组件热结构疲劳寿命评估及延寿技术、运动组件摩擦磨损技术、结构动载荷控制与评估技术、快速检测评估与维修维护技术、健康监控与故障诊断技术、二次或多次起动技术与大范围推力调节技术等。     

液体火箭发动机接力试验技术

在一项特殊要求、非例常的试验中,需发动机进行接力试车：在同一次试车中前后两个阶段分别使用两个不同厂家的氧化剂,在进行氧化剂切换时,发动机连续工作,即进行接力试车。为此,在原试车台试验系统的基础上,进行了必要的技术改造,建立了试车台发动机接力试车氧化剂试验系统。经热试车验证,改造后的系统工作安全可靠,满足发动机接力试验要求。     

液体火箭发动机试验热电偶传感器测量工艺

热电偶传感器具有性能稳定、结构简单、使用安全、价格低廉、测温范围广等特点,在液体火箭发动机地面试验中得到了广泛应用。由于输出信号小,在发动机试验的恶劣环境中若使用不当,则容易造成测量不准或测不到数据。针对目前测量中存在的问题,提出了热电偶传感器使用中应注意的一些关键技术和使用工艺要求。工程实践表明,按此工艺操作,热电偶的测量可靠性和测量精度明显提高。     

发动机试验液氢流量测量不确定度评定

针对某型号液体火箭发动机试验,介绍了液氢低温流量测量系统组成及原理。根据液氢质量流量测量数学模型,分析影响液氢流量测量不确定度的主要压力对贮箱容积的影响因素,依据不确定度评定相关标准和方法,对各种影响因素进行分析,最终得出液氢质量流量扩展不确定度为±0.88%,满足发动机设计部门对液氢低温质量流量测量不确定度±1%的要求。     

液体火箭发动机涡轮泵密封组件静力学特性

为了提高液体火箭发动机涡轮泵端面密封的气检合格率,开展了密封组件的静力学特性分析。采用有限元法建立了密封端面接触分析模型,针对石墨环装配过盈量、弹簧刚度偏差与气检压力3个方面进行了仿真计算,获得了端面变形量和密封压力分布的变化规律。计算结果表明:在0.13 mm过盈量下,石墨环上端面高度差为7.2μm;弹簧刚度偏差量变化引起的动静环端面压力分布最大差值约0.1 MPa;在气检过程中密封端面呈环形的压力分布。