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我国最大推力火箭发动机研制成功 中国科技网北京电。我国推力最大的新一代运载火箭发动机——120吨级液氧煤油高压补燃循环发动机近日研制成功。这使我国成为继俄罗斯之后第二个掌握液氧煤油高压补燃循环火箭发动机核心技术的国家。该型发动机将作为我国新—代运载火箭的动力系统，为载人航天、月球探测等国家重大专项任务提供有力保障。     

我国重型运载火箭发动机研制取得新进展

重型运载火箭发动机研制取得新进展,空间站核心舱春季发射.记者从中国航天科技集团有限公司了解到,拟服务于重型运载火箭的大推力补燃循环氢氧发动机关键技术攻关已取得积极进展. 据悉,大推力补燃循环氢氧发动机由中国航天科技集团六院负责研制,其性能指标将达到国际先进水平,能更好地满足我国未来火箭和重大航天任务对动力的需求.该型发...     

航天11所发动机仿真技术取得新突破

近日,由中国航天科技集团公司六院11所自主开发的基于补燃循环液氧煤油发动机通用仿真软件,成功应用于我国多种液体火箭发动机工程研制中,极大地降低了发动机研制成本,实现了发动机系统仿真平台建设的重大突破。据悉,系统仿真是现有液体火箭发动机方案改进、新型发动机方案设计优化的重要手段。新仿真软件提供了具有直观、灵活的图形化建模环境。设计人员在使用此仿真软件时,不必再进行复杂的编程,而仅需通过组件的拖拽、连线等方式,即可完成构建任意复杂的液体火箭发动机系统模型。预计该软件可将原本需要三个月的仿真模型开发周期减至半个月;可节省大量的人力,同时也提高了建模与仿真的准确性,使部分发动机试验得以减少,从而极大地降低了发动机的研制成本。     

液氧管路燃气射流冷凝压力脉动传播特性研究

针对液氧/煤油补燃循环发动机液氧管路中,因发动机不稳定燃烧、系统结构振动、阀门启闭等原因产生压力脉动,从而影响推进剂流动及相间传热传质的问题,基于欧拉两流体模型构建了低温两相流动冷凝压力脉动传播数值模型,运用计算流体动力学(CFD)模拟研究了压力脉冲传播下气氧-液氧大温差掺混冷凝的两相流场瞬态分布特性及其松弛特性,分析了压力脉冲极性、幅值和持续时间对流场松弛时间、脉动传播速度和衰减率等传播特性的影响规律。模型预测结果与前人实验数据呈现良好的一致性。计算结果表明：相比于稳定冷凝状态,幅值为100 kPa、持续时间为0.1 s的正压力脉冲使气相冷凝长度缩短9.3%,相同参数的负压力脉冲则使其相对延长7%。正脉冲幅值的增加使得其平均传播波速增大、衰减率减小,负压力脉冲则相反;波速和衰减率与脉冲持续时间呈负相关性,随脉冲持续时间由0.01 s增长至1 s,正、负压力脉冲平均波速减小约65%,平均衰减率分别减小约51%和90%;松弛时间随脉冲幅值、持续时间的增加均增加,对脉冲极性的依赖性很小。该计算结果可为液氧/煤油补燃循环发动机推进系统动特性分析提供有效依据,为提升低温液体火箭安全性和稳定性提...     

“长征七号”在海南文昌成功首飞

正"……3、2、1""点火!"伴随着震耳欲聋的轰鸣声,6月25日晚,"长征七号"运载火箭在海南文昌航天发射场腾空而起。"长征七号"全长53.1米,起飞质量597吨,近地轨道运载能力13.5吨,是为满足我国载人空间站工程发射货运飞船需求、未来载人运载火箭更新换代的长远需求而研制的。它采用了液氧煤油发动机等新技术,是无毒、无污染的新一代中型运载火箭。     

固体火箭冲压发动机一体化燃烧特性数值分析

为研究固体火箭冲压发动机性能,采用计算流体力学方法对包含进气道及补燃室的一体化燃烧流场进行数值分析,研究可燃燃气进口条件、飞行攻角以及进气道与补燃室过渡连接方案对补燃室掺混燃烧的影响。研究结果表明：燃气流量为0.08Kg/s时,燃气射流出现偏移,补燃室两侧壁面温度相差较大,燃气流量为0.3Kg/s时,燃气偏移现象基本消失;随着燃气流量增大,发动机推力增加;攻角增大使得进气道流量系数增大,强化空气与燃气混合燃烧效果,并最终提升发动机推力。进气道与补燃室的过渡连接方式影响进气角度,本课题通过改变过渡连接方式将进气角度从50°增加至90°后,燃气流量为0.3Kg/s时,发动机推力提高10%,但会导致补燃室总压损失增大,发动机比冲降低2%。     

中国液体火箭发动机如何进入21世纪

液体火箭发动机是宇航推进家族的重要成员，将会成为下一个历史时期使有效载荷达到第一宇宙速度的唯一推进手段，是制约航天发展速度的最关键因素。发展运载系统，动力必须先行。中国在21世纪初必须推出能与世界先进国家相当的大型运载火箭。这些火箭不能建立在用原有的发动机增加数量以加大推力的基础上，必须研制单台推力更大、更先进、无污染的新型发动机，同时还需开展火箭航天飞机及其发动机使用的气动塞式喷管的预先研究，以火箭航天飞机为突破口，赶上世界先进水平。     

1990年我国航天事业取得显赫成果

1990年,我国的三个航天发射中心,巨型火箭接连升空,分别将东方红二号甲卫星,亚洲一号卫星、模拟星及巴基斯坦卫星、风云一号卫星和返回式遥感卫星成功地送入了预定轨道;长征二号丙、长征三号、长征四号及新型大推力长征二号捆绑式运载火箭,相继发射成功。我国的航天事业在这一年里取得了显赫的成果。发射东方红二号甲和亚洲一号通信卫星的,是长征二号运载火箭。它以长征三号为基础,加上液氢液氧为推进剂的第三级,成为发射地球同步定点卫星的火箭(1984年投入使用)。为使火箭有足够的推力,第三级     

世界航天发射运输的发展趋势

 针对世界航天发射运输系统，梳理了国内外发展现状和发展特点，综合对比了国内外航天发射场、运载火箭、火箭发动机的发展现状，并提出了未来发展趋势和展望。提出了低成本进入空间将改变世界航天发展的基本格局，航天远程跨域运输将突破航空领域运输效率的极限，指出了天地往返运输将成为维系空间环境的必然选择，轨道的多样性将催生多样态全域发射能力，同时传统液氧/煤油、液氢/液氧、液氧/甲烷等推进体制的主力运用领域将会迎来重大变革。     

2015年度最具影响力的十大“科技创新人物(团队)”

2016年1月14日,2015年度最具影响力的十大"科技创新人物(团队)"揭晓。2015年度科技创新人物:屠呦呦、陈薇、裴端卿、刘静、周涛、邢继、吴希明。2015年度科技创新团队:新一代北斗导航卫星首发星研制团队、外尔(Weyl)半金属研究团队、新一代运载火箭液氧煤油发动机研制团队。"科技盛典——中央电视台2015年度科技创新人物推选活动"由中央电视     

言论

正"胖五"升空事件:我国首枚大型运载火箭"长征五号"11月3日20时43分在中国文昌航天发射场点火升空。"长征5号"是中国目前运载能力最大的火箭,肩负着我国探月三期工程、载人空间站工程和火星探测工程等大型载荷和深空探测任务载荷的发射任务,将实现我国液体运载火箭直径从3.35米至5米的跨越,使我国进入空间能力提升2.5倍以上。外媒观点:美国太空网中国强大新型火箭首飞成功,朝着建成自己的空间站的目标更进一步。长五火箭也几乎和美国发射联盟的德尔塔-4重型火箭一样强大,后者是当今现役的最强火箭。长征五号代表着"中国新一代运载火箭家族的最大进展"。     

中国科学院新一代大推力环保液体火箭发动机总装脉动装配生产线首台产品通过500秒长程试车

2021年4月,中国科学院沈阳自动化研究所研制的我国首条新一代大推力环保液体火箭发动机总装脉动装配生产线首台产品通过500秒长程试车.该项目是国家工信部智能制造综合标准化与新模式应用项目的重要研究课题,也是航天科技集团智能制造重点试点示范项目.     

逆向思维解难题

<正>被誉为"中国实现千年飞天梦想第一人"的中国工程院院士王永志,是我国载人航天工程的开拓者之一和学术技术带头人,2003年度国家最高科学技术奖获得者。他长期工作在我国国防建设和航天事业的第一线,为我国战略火箭、新一代地地战略和战术火箭以及运载火箭的研制,做出了突出贡献。     

载荷识别技术在火箭推力偏心测试中的应用

目的 研究将载荷识别技术应用于火箭发动机推力偏心测试,用载荷识别方法提高推力偏心测试精度。方法 推导火箭发动机推力载荷识别的基本关系式,对推力偏心测试装置进行动态特性测试,获取其动态传递函数矩阵,用推力偏心测试得到的响应数据反求火箭发动机推力载荷。结果 获得了某火箭发动机的推力偏心角数据。结论 载荷识别技术应用于火箭发动机推力偏心测试,方法简便,数据处理可靠。     

特种车辆煤油代用燃料喷雾与燃烧特性研究

利用定容喷雾弹和单缸机柴油机对煤油燃料的喷雾特性和燃烧特性开展对比试验研究,分析燃用煤油燃料对发动机动力性及经济性的影响.结果表明:与柴油相比,煤油燃料喷雾锥角增大、贯穿距减小.在标定不变的前提下,柴油机燃用航空煤油缸内放热率曲线与燃用柴油相比变化不大,最大压升率及排温略有降低.燃用灯用煤油相比柴油放热始点推迟,在标定工况预混合放热缓慢,在最大扭矩工况下预混合放热剧烈,最大压升率相比燃用柴油增加0.04 MPa·℃A-1,发动机排温降低.柴油机燃用煤油燃料的功率降幅在6.7%以内,油耗率有所降低.     

泵间管内多股液氧/气氧直接接触冷凝数值研究

针对高压补燃循环发动机泵间管路中高温氧气再液化回收时的安全问题，建立了高温氧气与高温液氧在低温液氧中掺混冷凝的三维数值仿真模型，研究了泵间管内三股流体掺混冷凝的全过程，获得了管内流场、气液相分布、气相冷凝长度等关键信息，对比了由掺混腔和主管路注入回流高温液氧两种回液方案对氧气冷凝的影响。同时，针对定流速和变流速两种情况，探究了掺混孔数量和孔径的优化方案；此外，对不同管路出口背压下管内气相完全冷凝长度的变化趋势进行了研究。研究表明：掺混腔回液方案会导致气相流量增加和分布不均，不利于管内气相快速冷凝；主管路回液方案能够避免回流高温液氧对气相冷凝的负面影响，推荐采用此方案回收高温液氧；当流速不变时，适度增大掺混孔有利于避免不同掺混孔的气相融合，采用8个孔径为35 mm的掺混孔可使完全冷凝长度缩短26.5%;通过减小孔径增大流速有利于气相快速冷凝，采用16个孔径为20 mm的掺混孔可使完全冷凝长度缩短38.6%;增大泵间管出口背压有利于气相冷凝，背压由1.6 MPa上升至1.8 MPa时，完全冷凝长度缩短28.9%。该研究结果对液体火箭发动机增压输送管路设计具有理论参考意义。     

超高增压发动机补燃系统的研究

本文通过对4160超高增压原理机补燃系统的组成、工作原理、循环过程及其补燃规律等方面作了较详细研究与分析,并总结了超高增压发动机补燃系统的基本特点及其要求。     

含硼固体火箭冲压发动机中燃气旋流角对补燃室的影响

为了优化含硼固体火箭冲压发动机的补燃性能,采用涡团耗散湍流燃烧模型和颗粒轨道模型,建立了补燃室两相流燃烧模型;采用计算流体力学软件对补燃室内的流动和燃烧进行了模拟仿真.通过对流场计算结果的分析探讨得出结论:补燃效率随着旋流角的增加存在最佳值,硼颗粒的点火和燃烧条件随旋流角的增加而得到优化.     

固体火箭发动机推力测试系统

为判断固体火箭发动机性能能否满足产品图和技术条件的要求,给出安全储存可靠评价,开发研制了固体火箭发动机推力测试系统。利用该系统对50-310mm口径火箭发动机的工作时间和推力进行测试,数据采集系统采用GJB770A--97的发动机静止试验法。经过实装测试,试验台发动机装配点火数据采集处理及时有效,测试结果的推力时间曲数据准确,一致性好。能够满足目前固体火箭发动机推力检测的需要。     

基于变量化设计技术的整体式固冲发动机一体化设计系统

将变量化设计技术应用到整体式固体火箭冲压发动机一体化方案设计中。利用变量化约束将设计过程与几何造型过程进行有机结合,在VC.NET 2003平台下自主研发了一套固体火箭冲压发动机一体化设计系统。该软件包括进气道设计、燃气发生器设计、助推补燃室设计、发动机性能计算和飞行弹道计算,为整体式固体火箭冲压发动机方案设计提供一套方便快捷的工具。