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。     

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。     

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。     

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。     

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。     

压力指数对固体火箭发动机推力调节影响分析

结合固体火箭变推力发动机的结构特点,介绍了喉栓式变推力发动机的调节机理,完成发动机结构及数学模型的建立。并且对影响发动机调节的主要因素压力指数进行了详细分析。通过对正压力指数推进剂、负压力指数推进剂进行了分析计算和对比,获得推力调节对推进剂压力指数的要求及研究方向,对固体变推力发动机的进一步深化研究起到指导作用。     

数据驱动的液体火箭发动机健康监测算法研究

针对火箭发动机氧涡轮转子轴盘根部断裂、轴盘接合处裂纹等故障难以识别定位的问题,基于某型液体火箭发动机测试数据,构建机器学习、数据分析等方法,绕过其内部复杂物理机理,从数据层面对氧涡轮泵进行故障检测与模式判别。对于故障检测,提出了两种分别适用于速变数据与缓变数据的故障检测算法,两种算法能够处理多种工况下的火箭发动机数据,经检验,这两种算法都具有较高的准确率,分别为84.2%、94.9%。针对故障模式判别,给出了一种基于滑动窗口的聚类算法,可以实现不同故障模式的区分,其中针对两种故障模式的识别准确率分别达到了86.2%、95.5%,并且给出了两种故障模式对应的振动数据异常频率区间,这可为相关研究人员提供与故障有关的有用线索。     

一种固体火箭发动机性能可靠度评定方法研究

提出一种以固体火箭发动机在燃烧时的压力峰值和作用时间2个性能指标可靠度为研究对象,对固体火箭发动机性能可靠度的评定方法,并介绍了计算其可靠度的软件。     

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。     

火箭发动机液氢涡轮泵转子-密封系统的非线性动力稳定性

研究了不平衡激励下密封对火箭发动机液氢涡轮泵转子系统非线性动力稳定性的影响；采用Muszynska模型描述密封流体激振力，根据Timoshenko梁-轴有限元模型离散化转轴，建立了实际液氢涡轮泵转子-密封系统的非线性有限元模型；结合Floquet理论和打靶法，分析了该不平衡系统的动力稳定性和非线性行为。研究表明：密封诱发的次同步进动造成的系统失稳破坏首先发生在涡轮端轴承；轴承阻尼、密封轴向雷诺数和密封长度对系统临界失稳转速有显著影响，随着轴承阻尼和密封轴向雷诺数的增大，系统临界失稳转速增加，随着密封长度的增加，临界失稳转速逐渐变小。     

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.     

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.     

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.     

润滑添加剂对二甲醚发动机性能影响的试验研究

在直喷式柴油机上进行了不同比例润滑添加剂对二甲醚发动机性能影响的试验研究，结果发现：在二甲醚中加入一定量的润滑添加剂后油泵柱塞表面的磨损情况有较明显改善，发动机可在宽广的转速和负荷范围内稳定运行；随着燃料中润滑添加荆含量的增大，二甲醚发动机的动力性略有提高，但NOx排放逐渐增加，缸内最高爆发压力和压力升高率也都略有升高；当润滑添加剂含量低于一定比例时，二甲醚发动机仍可实现无烟燃烧，但超过一定比例时碳烟产生，且随着润滑添加剂加入比例的增加碳烟排放逐渐增大，试验表明，加入合适比例的润滑添加剂是解决二甲醚燃料黏度低、润滑性差的可行方法之一。     

固体火箭发动机推力偏心分析与试验研究

零部件的设计公差、加工误差和装配误差会使固体火箭发动机产生推力偏心。该文从理论上详细分析了推力偏心产生的原因及其控制方法,重点归纳了零件设计公差、加工误差和装配误差等参数对推力偏心的影响程度及其量值范围。以六分力试验原理为基础建立了合理的试验系统。用该系统对某发动机的自身侧向力数据进行点火测试,试验结果与理论分析较吻合,验证了理论分析的正确性。所得结论对发动机的设计、装配质量和导弹控制研究具有较大指导意义。