涡轮泵转子-石墨密封系统的振动特性

针对液体火箭发动机涡轮泵中转子-石墨接触式密封系统的接触摩擦问题,建立了涡轮泵转子-石墨密封系统的弯扭耦合动力学方程.采用Runge-Kutta法得到不平衡力激励下的振动响应,并分析了压紧力对转子振动响应的影响.响应频谱分析结果表明,在石墨密封的作用下,即使转子偏心量较小,转子振动也会出现组合频率振动和零频振动等典型弯扭耦合振动现象.随着压紧力的增大,转子振动谱图中出现连续谱及零频振动,在整个频域范围内转子出现组合共振.转速的升高和压紧力的增大都会导致转子振动趋于低频振动.研究结果表明,石墨密封摩擦作用增强了转子弯曲和扭转振动的耦合,并可能引发转子系统失稳.     

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...     

转子-阻尼器-密封系统的运动稳定性分析

为分析转子—阻尼器—密封系统在密封的作用下所出现的不稳定现象以及阻尼器在抑制系统不稳定中的作用,对于一个水平放置的转子模型,考虑了线性形式的密封作用力、线性阻尼器以及非线性阻尼器的作用,通过求解综合运动微分方程的特征值,讨论了这类系统的运动稳定性。分析结果表明,作为一个非线性元件,阻尼器可以在系统出现失稳时为系统提供更多的阻尼,从而延缓不稳定的发生,有时可导致系统在极限环状态下运行。     

某型火箭发动机涡轮转子流热固耦合强度及疲劳寿命分析

针对某国产型号液体火箭发动机涡轮泵在试车时转子叶片产生裂纹的问题,采用ANSYS流热固耦合方法,对叶片进行三维有限元仿真计算,提出了叶片顶部加围带的改型设计方案。对原始模型进行强度计算时考虑了启停工况各关键时间点的流动、传热、瞬态温度场、转速的影响,计算出叶片运行过程中的应力分布,确定产生裂纹的原因是启动过程中部分进气的气流冲击应力过高,且叶片型底前缘应力集中区域的高周疲劳安全系数过低。对改型设计方案进行仿真计算,结果表明：稳态综合加载时改型方案叶片最大等效应力比原模型下降了2 MPa,位置是叶片的型底背弧处;启动0.35 s时改进模型叶片最大等效应力下降2.73%,停机过程中最大等效应力降幅为0.53%;改型方案叶片高周疲劳安全系数均大于1.4的要求,叶片低周疲劳循环次数为22次,与原始模型相比降低了1次,仍满足要求。改型后发动机已安全飞行数次,证明改型方案符合设计要求。     

转子-轴承-密封系统的非线性振动特性

将非线性油膜力和密封力模型相结合,建立了具有非线性转子-轴承-密封系统的动力学模型.利用数值积分方法,对系统由于密封力引起的非线性动力学行为进行了研究,给出了系统响应随转子转速、偏心量和密封间隙变化的分叉图和最大Lyapunov指数曲线图,以及一些典型的Poincaré截面图、轴心轨迹图和频谱图.通过比较转子系统是否考虑密封力时的响应,发现非线性密封力提高了转子系统的稳定性区域,抑制了系统出现倍周期分叉,并且综合考虑非线性油膜力和密封力的耦合系统具有周期、拟周期和混沌等复杂的动力学行为.     

汽轮发电机组转子-轴承系统动力稳定性分析

本文采用固定界面模态综合法及解实一般阵广义特征值问题的组合 QZ方法,对国产200MW 汽轮发电机组的转子-轴承系统进行了动力稳定性计算.结合理论计算与现场实验结果,对系统的振动特性也进行了分析.     

涡轴发动机悬臂型动力涡轮转子定点碰摩仿真

针对某型涡轴发动机动力涡轮转子的悬臂结构特征,基于ANSYS建立转子叶片-机匣有限元模型,并进行临界转速测试试验验证所建立模型的准确性.针对转子叶片-机匣可能出现的定点碰摩故障,以二次函数拟合叶尖-机匣间因机匣凸点产生的静态间隙变化,并基于静态间隙函数与分段线性碰摩力理论,建立动力涡轮转子叶片与机匣内壁的定点碰摩模型,同时考虑不平衡载荷,开展定点碰摩仿真.研究表明:在发生不平衡-定点碰摩故障时,区别于扭振,弯曲振动的基频幅值主要由不平衡故障引起;转轴中心点的弯振频谱图、扭振频谱图都出现倍频分量,且与转子每周碰摩次数相关的倍频幅值增大明显;此外,不平衡-定点碰摩故障还将导致接近系统扭振固有频率的扭振倍频幅值的分量增大.     

火箭发动机氢、氧涡轮泵支撑结构有限元计算

在对某火箭发动机氢、氧涡轮泵支撑结构进行有限元分析的同时，对该结构进行了力学理论探讨．通过力学等效原理，将难以给定边界条件的温度计算模型转化为便于给定边界条件的摩擦力的计算模型；用简单的梁单元模型模拟了实际结构中复杂的内部连接关系，并对采用梁单元可能造成的误差进行了分析；应用该力学等效分析模型，解释了氢泵涡轮外壳体设计存在的不足。     

气固分离机转子动力稳定性设计

气团分离机都有一个速度可调的带叶片的转子，其转子轴的设计、除了考虑强度与刚度条件以外，还应当考虑它的动力稳定性，本文从转子运动微分方程入手，对转子进行涡动分析，获得保证其动力稳定的第一临界转速极限值。根据此理论设计的转子已用于生产实际。     

纤维缠绕火箭发动机外壳的非线性稳定

应用复合材料的理论，对纤维缠绕圆柱壳的稳定性进行了分析，提出了壳体在轴向压缩下的临界载荷的算法。     

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。     

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     

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。     

液体火箭发动机羽烟三维紫外辐射仿真研究

针对液体火箭发动机羽烟紫外辐射的空间分布问题,建立三维数值计算模型.该模型采用标准κ-ε湍流模型和PDF模型仿真羽烟流场的状态参数,根据HITRAN数据库计算流场内吸收系数分布,并利用离散坐标法求解辐射传输方程,计算三维空间的紫外辐射分布.测试结果表明:三维紫外辐射模型的计算结果与实验数据一致,能够反应不同视角下液体火箭发动机羽烟紫外辐射强度的空间变化.     

火箭发动机液氢预冷回路非稳态传热特性研究

针对液氢预冷火箭发动机自然循环回路的流动与传热过程,建立了一维非稳态均相模型来研究预冷过程中管路的温降特性.在膜态沸腾阶段引入过渡膜态沸腾,保证了弥散流膜态沸腾向反环状流膜态沸腾的合理过渡.一般流体的膜态沸腾起始壁温T_L大于核态沸腾最高壁温T_(CHF),而氢的T_L小于T_(CHF),使得氢的沸腾曲线不同于其他流体,造成计算时传热与流型转换的不连续,因此考虑以T_(CHF)作为膜态沸腾起始壁温,以T_L作为核态沸腾最高壁温,通过增加过渡沸腾区来确保计算顺利进行.计算发现:预冷过程中,回路管壁温沿流动方向表现出从高到低的逆向分布规律,最高壁温点位于反环状流向弥散流过渡区间处,最高壁温点位置随时间逐渐向下游推进.     

尾翼式无控火箭飞行稳定性研究

通过分析尾翼式无控火箭飞行稳定性概念及其影响因素,阐明了尾翼、弹径比、弹形系数对BL-1型防雹增雨火箭弹飞行稳定性的影响。提出了改进方案,并通过试验验证改进的有效性。     

Russian Nuclear Rocket Engine Design for Mars Exploration

This paper is to promote investigation into the nuclear rocket engine (NRE) propulsion option that is considered as a key technology for manned Mars exploration. Russian NRE developed since the 1950s in the former Soviet Union to a full-cale prototype by the 1990s is viewed as advantageous and the most suit-able starting point concept for manned Mars mission application study. The main features of Russian het-erogeneous core NRE design are described and the most valuable experimental performance results are summarized. These results have demonstrated the significant specific impulse performance advantage of the NRE over conventional liquid rocket engine (LRE) propulsion technologies. Based on past experience, the recent developments in the field of high-temperature nuclear fuels, and the latest conceptual studies, the developed NRE concept is suggested to be upgraded to the nuclear power and propulsion system (NPPS), more suitable for future manned Mars missions. Although the NRE still needs development for space appli-cation, the problems are solvable with additional effort and funding.     

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。