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。     

液体火箭发动机热试车的实验研究

为了考核贮存××年的液体火箭发动机的性能 ,进行了液体火箭发动机热试车的研究 .实验采用了NEFF62 0实时全数字采集系统 ,得到了在启动段、平稳段、关机段燃烧室的压力、推力、推进剂流量及压调器、稳定器出口压力等主要参数随时间变化的曲线 .对实验结果分析表明 :3次热试车数据在启动段都具有很好的一致性 ,贮存××年后的发动机仍具有良好的启动特性 ;关机段各参数的特征变化曲线非常接近 ,各参数在得到予令关机信号后都能迅速转入末级工作状态 ,并存在明显的“平台”效应 ,仍然具有良好的运载精度 ;压调器和稳定器都具有很好的调节性能 ,能满足发动机正常工作状态下的要求 .得出的结论对发动机的性能考核、设计、理论研究和数值计算都具有实际意义和参考价值     

航空发动机数据驱动法气路故障诊断研究进展

航空发动机气路故障在发动机故障类别中是非常重要的一环,避免气路故障以及及时对气路故障进行排故和预测对保障飞行安全具有不可忽视的作用。而随着现代算力和算法发展,基于数据驱动的方法在气路故障诊断中也具有越来越重要的影响力。本文较为详细的叙述了目前国内基于数据驱动方法航空发动机气路故障诊断的现状,例如：聚类、SVM、人工神经网络、深度学习等,讨论了各种方法的优缺点,指出了利用数据驱动方法的难点和关键环节,并对未来相关的研究趋势和发展趋势做出了展望。     

液体火箭发动机羽焰UV-VIS光谱的实时采集及分析

根据光谱与发动机工况及故障之间的关系,研究发动机的故障检测和诊断技术.采用光纤光谱仪搭建一套羽焰光谱实时采集系统,实现液体火箭发动机羽焰UV-VIS光谱的现场实时采集.多次地面发动机搭载试验验证了该系统的可行性,并获取了发动机羽焰UV-VIS波段光谱数据.通过分析光谱数据,检测出Fe等相关金属元素的原子特征辐射光谱.初步获得了发动机工况与羽焰特定波段光谱辐射强度之间的变化规律,进一步论证了光谱技术用于液体火箭发动机故障检测的可行性.     

N2O4参数变化对液体火箭发动机工作性能的影响研究

利用液体火箭发动机稳态工作模型分析了长期贮存条件下四氧化二氮（N2O4）推进剂参数变化对发动机工作性能的影响。建立了发动机燃烧室和燃气发生器燃烧热力计算模型以及其它组件的工作模型,结合最小二乘优化与迭代计算的方法,实现了对采用参数变化的N2O4推进剂的发动机全系统稳态工作过程进行数值仿真。结果表明,N2O4中硝酸含量的增加以及流阻系数的增加都会使发动机整体性能降低;发动机参数变化基本与氧化剂化学组分变化量呈线性关系,硝酸含量每增加1%,比冲和推力分别减少0.036%和0.054%;流阻系数增加时系统会通过调节燃气发生器混合比使发动机推力、比冲等整体参数的变化幅度小于各组件性能参数的变化幅度。这为更加合理制定推进剂技术规格提供了依据。     

液体火箭发动机自然循环回路预冷非稳态数学模型

针对液体火箭发动机自然循环回路预冷过程中的非稳态流动与传热问题,构建了一组涵盖主要传热工况的管壁与低温流体间的传热模型,耦合了循环回路的释热方程和低温流体间的流动传热方程,并采用二分法迭代求解自然循环回路预冷过程中的非稳态循环流量,建立了液体火箭发动机自然循环回路预冷的一维非稳态均相流动数学模型.与已有传热模型相比,在膜态沸腾阶段引入了反环状流膜态沸腾模型和弥散流膜态沸腾模型,保证了膜态沸腾从全液相到全气相过渡过程中物理意义上的逻辑自洽性,并以输送管为例,验证了液体火箭发动机自然循环回路预冷模型的有效性.     

考虑燃烧过程的航天器用液体火箭发动机动态特性分析

研究了考虑惯性等因素的集液腔充填过程以及考虑喷雾燃烧的发动机动态特性数学模型的建立,结合发动机的喷雾燃烧过程以及燃烧室的集中参数模型,分析了航天器用双组元(一甲基肼/四氧化二氮)液体火箭发动机推力室的脉冲工作特性、启动特性以及关机特性。     

基于Hilbert-Huang变换的液体火箭发动机涡轮泵故障分析

涡轮泵是液体火箭发动机(liquid rocket engine,LRE)推进系统的重要组成部分.涡轮泵故障也是LRE故障的主要来源.Hilbert-Huang变换(Hilbert-Huang transform,HHT)具备良好的自适应精确分析非平稳数据的能力.通过对真实的LRE试验数据的分析表明:采用信号包络非闭合...     

液体火箭推进系统故障过程建模与仿真研究

为克服由于试验或飞行数据不足而无法获取系统足够故障模式的问题 ,开展了液体火箭推进系统故障过程建模与计算机仿真研究工作。结合具体的模型系统 ,研究了各组件统一的故障描述方法 ,形成了表征系统故障过程的方程组。针对故障方程组的超强刚性和非线性特性问题 ,研究了解决该问题的数学方法。给出了系统故障过程的具体仿真实例以及与实际试车结果的对比分析 ,结果表明所建模型和数值求解方法对于研究液体火箭推进系统的故障过程是合理和有效的     

液体火箭发动机的分层贝叶斯变分推理故障诊断方法

针对稀疏数据场景下,传统的多项式-狄利克雷模型存在一定的分类精度问题,提出一种基于变分推理的分层贝叶斯网络的参数估计方法. 通过在传统的多项式-狄利克雷模型中引入超先验,构建出的分层多项式-狄利克雷模型可用于贝叶斯网络中的条件分布估计. 对分层多项式-狄利克雷模型的先验依赖结构进行分析研究,提出一种快速准确的自组织变分推理算法. 与传统的分类模型相比,本文提出的分层多项式-狄利克雷模型在处理小数据集液体火箭发动机的故障分类中有显著的性能提高.      

双调变推力液体火箭发动机的喷注器结构对燃烧效率及稳定性之影响

针对双调变推力液体火箭发动机研制过程中所使用过的二种不同结构的喷注器 ,在实验的基础上 ,定性地分析了它们对燃烧效率 φc 及稳定性的影响 ,并就双调发动机研制过程中出现的燃烧效率过高及燃烧不稳定现象作了初步探讨。     

液体火箭发动机辐射冷却推力室壁温响应的数值分析及应用

利用自编的 LRETC—I 计算机程序,对一台490牛顿辐射冷却推力室的传热特点作了数值分析,内容包括室壁热流密度分布,壁温响应以及近壁层余氧系数和室壁材料物性参数的影响。计算与著名的 R-4D 发动机实测值作了比较,结果甚好。本文分析和计算机程序可用于液体火箭辐射冷却推力室的设计。     

火箭发动机含缺陷推进剂发展研究

推进剂是典型的粘弹性材料,它的失效和破碎会导致燃烧面积突然增大,使燃烧室压力增大,影响发动机预定推力,严重时,会引起爆炸等灾难性事故,因此显得尤为突出。本文就火箭发动机含缺陷推进剂发展进行综述,以其为今后发展起到一定作用。     

一种大范围变推力液体火箭发动机控制器的设计及实现

提出一种大范围变推力液体火箭发动机的数字控制方案。首先设计了基于高低压转换方法的电磁阀加速驱动电路，并将μCOS-Ⅱ嵌入式操作系统移植到80C196KC单片机上；其次通过调参加死区补偿的控制方法，实现了发动机推力的大范围调节。半物理仿真结果表明，所设计系统的调节时间小于60ms，稳态误差不大于5％，能够满足系统的控制要求。     

液体火箭压差控制交叉输送特性研究

为提高火箭总体运载性能,利用AMEsim软件研究液体火箭交叉输送系统的动态特性,采用模块化思想,通过增压、贮箱、管路输送系统等功能模块,构建了基于AMEsim软件的交叉输送流体网络系统,并采用实验数据对压力和流量进行有效性验证;通过模拟推进剂压差控制模式下在网路系统中的流动特性,得到了交叉输送过程中管路内压力的变化特性;为保证芯级贮箱出流量最小,分析了对芯级贮箱临界压力的影响因素,得到其关于初始加注量、体积流量、飞行过载的关系。结果表明:临界压力值与助推级初始加注量、飞行过载成反比,与体积流量成正比;在临界压力下,助推级初始加注量对水击压力无显著影响;随着体积流量的增加,芯级管路水击压力逐渐减小,助推级水击压力则逐渐增加;飞行过载增大时,芯级与助推级水击压力均呈增高趋势。     

基于数据驱动的水下滑翔机生物污损监测方法

以我国自主研发的“海燕-L”水下滑翔机为研究对象,针对其长时间运行过程中出现的生物污损问题,提出了一种基于数据驱动的水下滑翔机生物污损监测方法,以指导试验过程中控制参数制定与任务规划．首先,通过动力学模型仿真分析,研究了生物污损对水下滑翔机单剖面运行时间的影响．然后,根据动力学分析结果,结合岸基操控条件以及水下滑翔机的通信方式,提出了一种生物污损监测方法：基于机器学习方法,利用水下滑翔机未发生生物污损时的关键数据,建立单剖面运行时间预测模型;对试验过程中水下滑翔机的单剖面运行时间进行预测,并监测其预测偏差;利用所建立的阻力系数与预测偏差的关系式,预测生物污损引起的阻力变化．最后,通过海上试验验证了所提出方法的正确性与有效性．试验结果显示,单剖面运行时间预测偏差与阻力系数均可以反映水下滑翔机的生物污损程度．当水下滑翔机正常运行时,所提出的方法对其阻力系数的最大预测误差仅为2%,可以实现对生物污损程度的准确监测．该方法只需要使用水下滑翔机运行过程中的部分关键数据,即可快速获取其性能变化,极大提高了监测效率,可以为“海燕-L”的实际海上应用提供支持．同时,该方法也可以为其他类型水下滑翔机的性...     

初析分段推力火箭发动机的增程性能

该文用优化设计方法分析了分段推力火箭发动机的增程特性,指出分段推力方案特别适合于射程为30 km以上的中远程野战火箭弹,其增程幅度在20％左右,同时火箭弹的密集度也能得到改善。若保持射程一定,则可相应减少装药量或降低对推进剂的能量指标要求。     

影响固体火箭发动机推力偏心特性的误差源研究

为了找出产生火箭发动机推力偏心的主要误差源,利用六分力推力偏心测试系统对装药初温,喷喉误差,喷管内型面缺陷等影响推力偏心的情况进行了试验研究。研究结果表明：装药初温,喷喉形状尺寸误差,多喷管安装误差,喷管内型面缺陷等都对推力偏心有较大影响,获得了对固体火箭发动机设计与制造非常有参考价值的试验结果。     

火箭发动机喷管螺旋槽加工方法的研究

阐述了用四轴联动数控铣床在火箭发动机喷管外表面上加工螺旋槽（斜航线）的数学基础,原理和方法,并介绍了在生成数控加工程序的自动编程软件的设计思想和方法,螺旋槽实际加工的成功证明了文章观点的正确性和螺旋槽加工方案的可行性。