简介：本文描述了一种预测液体火箭发动机非线性燃烧不稳定性的数值方法,重点研究非线性燃烧不稳定性的各种现象,包括瞬态的、有限周期压力振荡、稳定和非稳定工况下声学振荡对推进剂液滴雾化和燃烧过程的影响、燃烧过程中的振荡流场、燃料液滴的轨迹、设计参数如入口条件、雾化初始条件和隔板长度等的影响。对几种工况和各种燃烧参数的计算表明该数值方法能成功地预测液体火箭发动机切向燃烧不稳定性。隔板长度及液滴尺寸对发动机的稳定性有明显的影响,数值结果表明隔板能有效抑制压力振荡。

简介：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.

简介：由于液体火箭发动机涡轮泵运行状态的好坏直接影响发动机的性能和可靠性,所以对其进行超速疲劳试验是检验涡轮泵转子系统高速旋转时稳定性的可靠保证。低温氢转子转速高、动能大,实际工作中又受低温环境、振动等多种复杂因素的影响,给涡轮转子的结构强度和稳定性带来很大挑战。为确保涡轮泵产品运行的稳定性,研究其高速离心时的变形特性对保证涡轮泵产品的结构强度和可靠性具有重要意义。建立了涡轮等部件的有限元模型,研究应力分布和形变特性,在理论研究的基础上开展了试验研究,验证了产品设计的可靠性,为发动机的可靠运转提供保证。

简介：基于自顶向下设计模式，在Pro／E和Intralink平台上实现了液体火箭发动机骨架模型设计。采用多层骨架设计方案，简化了发动机骨架模型，实现了组合件发布骨架模型并行设计，提高了工作效率。通过将组合件空间位置、轮廓尺寸、接口方位和接口结构要求包含在骨架模型中，用骨架模型替代了传统设计模式中的二维结构设计要求，实现了无纸化接口协调，提高了接口协调的准确性和实时性。研究结果表明，基于自顶向下模式的骨架模型设计可显著提高发动机研制效率，降低研制成本。

简介：为了创新液体火箭发动机研制模式，提高数字化设计与制造水平，某液体火箭发动机研制采用了三维数字化协同设计模式。采用自顶向下设计模式和多层骨架方案，建立了发动机骨架模型，实现了无纸化接口协调；基于模型定义技术，将设计、工艺、材料和制造等相关信息全部包含在三维模型中，用三维模型完全取代了传统设计模式中的二维图纸；通过建立IPT开展协同设计，工艺人员并行介入产品设计流程，提前了解产品结构、开展工装设计和工艺模型设计。研究结果表明三维数字化协同设计可显著提高发动机研制效率，缩短研制周期，并为三维数字化制造奠定了坚实基础。

简介：液体火箭发动机地面试验中实时采集大量的参数,这些参数中有关键参数和一般参数。试车中关键参数能否准确、可靠、完整的获得关系到试车的成败。因此研究与探讨关键参数的测量原理、测量方案、校准方法对提高测量精度有着重要意义。本文主要介绍火箭发动机地面试验中,关键参数的类型、测量原理、测量方案设计、关键参数对传感器和信号调节器的基本要求等。重点给出各种关键参数的测量记录方案。

简介：研究数据挖掘技术在火箭发动机故障诊断中的应用，利用两种典型的贝叶斯分类器——朴素贝叶斯分类器和TAN分类器对液体火箭发动机故障进行分类，对某型号液体火箭发动机的试车数据和仿真数据进行了故障诊断，结果和实际试车情况相符，从而验证了贝叶斯分类器可以应用于液体火箭发动机故障诊断。

简介：为了了解无毒双组元推进剂化学反应的动力特性,Purdue大学研制了一种"超级试验装置(Hypertester)"来测量双组元自燃推进剂从撞击到燃烧之间的点火延迟时间。一个计算程序被用来确定比冲和密度比冲等热力参数。已经发现了降低点火延迟并提高双组元推进剂能量的化合物。本文通过对比动力参数和热力参数来选择液体火箭发动机中使用的无毒自燃双组元推进剂。

简介：22N双组元液体火箭发动机采用四氧化二氮和一甲基肼为推进剂,在这样小的发动机中认为产生一次切向不稳定燃烧是不可能的,因为,这需要有极高的振荡频率。1991年,一台22N火箭发动机在常规的验收试验中,遇到燃烧室被烧毁时,就否认了是高频不稳定引起的。由于缺乏高灵敏的测试仪器和基于高振荡频率的一次切向不稳定燃烧是不可能产生的认识,因此,进行了大量的故障原因分析工作。后来的研究结果证明,50000Hz频率左右的一次切向不稳定燃烧是能够出现的。而改变喷注器集液腔容积和应用亥姆霍兹谐振器,便能成功地消除这种类型的不稳定燃烧。

简介：研究了液体火箭发动机(简称火箭发动机)在不同高度飞行时喷管内及喷管周围的气流流动参数分布与高度的变化关系.研究结果表明:火箭发动机当其工作高度低于设计高度很多时,燃气在喷管内流动时将会产生激波;当工作高度接近设计高度时,燃气在喷管内流动时将产生微弱的斜激波;当工作高度超过设计高度时,燃气在喷管外将会产生"羽流","羽流"的面积随着飞行高度的增加而变大;当飞行高度大于设计高度时,应考虑燃气"羽流"对发动机及所携带载荷的影响,所携带载荷应有热及污染的防护措施;此时喷管应采用变面积比的喷管,即高度补偿喷管,此喷管的面积比随着飞行高度的增加而增大.

简介：本文分析了CMS三余度伺服机构摇摆测控系统的设计要求及关键技术问题,并对系统的设计思想、系统构成与特点、技术实现及系统调式等做了较为详细的叙述.该系统可用于目前国内各型号大型液体火箭发动机摇摆热试车过程伺服机构的单元及程序控制冷、热联试,包括伺服机构姿态控制、在线故障模拟和全面的性能及状态检测。

简介：针对飞机上常见的液压及燃油管系结构，叙述了两种简化的动力学分析数学模型，并用仿真算例说明了管中液体的流速及压力对管道结构动力学特性所产生的影响，同时说明了两种简化模型的适用范围。

简介：本文叙述了能源机械联合体35年来补燃发动机的研制概况,以及在PД-170,PД-120基本发动机基础上进行的改型研制情况。这些改型发动机用途广,性能-质量特性好,生产工艺具有良好的继承性,可靠性高,生产成本低,使用操作方便。介绍了液氧-煤油发动机为基础研制三组元发动机和膨胀循环系统的情况和在新型推进剂方面开展的研究工作以及用改型发动机广泛开展国际合作的情况。

简介：本文对燃烧过程进行探索,而燃烧过程决定了液体火箭发动机的燃烧不稳定性.为了深入地阐明燃烧不稳定性机理,采用一种能够准确预测各种擅击式喷注器的推力室最可能维持的燃烧不稳定性振型的经验相关式,与特征时间分析法结合,形成一个燃烧稳定性的试验研究大纲.在初步研究结果的基础上,对撞击式喷注器射流的雾化特点进行广泛而深入的研究.在冷试中测量了液雾扇破碎长度、液滴尺寸分布以及雾化频率.观测到三种非常有意义的现象:雾化频率与稳定性相关式所预测的最可能发生的燃烧不稳定性的频率相似;随着平均液滴直径尺寸的增加,所预测的稳定燃烧的裕度相应增加;随着液滴尺寸分布的散布度的增加,所预测的稳定燃烧的裕度也相应增加.这些所观察到的现象与燃烧不稳定性理论相当一致,从而说明,周期性的雾化过程和高的能量释放密度是燃烧不稳定性机理中的两个关键因素.

简介：在液体火箭发动机地面试验中,速变参数测量以往一直采用模拟方法.近年来,随着计算机技术和测量技术的发展,速变参数测量已经过渡到数字化测量方式.本文就液体火箭发动机地面试验速变参数测量和数据处理过程中,采用一体化的数字测量与处理,经常遇到的若干个技术问题进行了探讨,并提出了解决的方法.

简介：随着卫星和其它空间飞行器质量的增加以及在轨时间的延长,要求整体式推进系统中的主推进器具有更高的性能。因此就有了为满足提高发动机比冲的要求而开发的改进性能的445N双组元液体火箭发动机ModelR-4D-14,通过鉴定已经证实了这种发动机的比冲为3161±20m/s及超过30000秒的使用寿命。通过使用由Ultramet开发的专利产品—化学气相沉积铱作内衬的铼燃烧室,该款发动机已经达到了较高的比冲性能,同时这种材料和一个下垂式分级燃烧室（预燃室）结合强化燃烧过程,消除在未反应燃烧产物与铱衬里之间的任何潜在的化学反应及腐蚀。445N高性能远地点液体火箭发动机（HPLAE）ModelR-4D-14通过飞行试验已经证明了用于休斯601HP及702卫星是合格的。另外一项研究将着手开发使用四氧化二氮、肼为推进剂的ModelR-4D-16HiPATTM发动机,通过测试已经证明这种发动机在混合比从0.7到1.3、推进剂在4℃～38℃及推力在310～560N的变化范围内具有3207.9m/s的比冲。

简介：针对双组元液体远地点火箭发动机采用液膜冷却的工作特点,分析了矩形、三角形以及两者混合结构等不同形状的扰流环对发动机燃烧性能的影响,得到了不同形状以及处于不同位置时的扰流环对发动机内流场以及燃烧效率影响结果.分析表明,数值计算的结果与发动机试验相符合,为液体远地点发动机的扰流环设计提供了重要参考.

简介：在实验室条件下，采用热电偶和红外测温仪同时对不锈钢和带辐射涂层的铌合金表面的温度及燃气温度进行测量，应用温度测量值来修正材料表面的黑度值及燃气的黑度值．利用黑度测量结果对某发动机试车时的温度场进行了测量．并与燃气的理论计算黑度值进行了对比。试验结果表明，这种方法对铌合金材料的壁温测量结果比较准确，而对不锈钢材料壁温测量结果准确度不是很理想。红外测温技术对燃气的温度测量结果与计算结果比较接近。

简介：本文简要评述了美国在液体火箭发动机故障监控方面所做的一些工作,结合载人飞船工崔,对大型液体火箭发动机故障捡测提出了一些初步设想。