液体火箭发动机

摘要： 为了提升液体火箭发动机早期故障识别能力与效率,提出一种基于应力波技术的发动机涡轮泵故障检测方法。介绍了应力波信号的产生机理、获取途径和检测原理,针对液体火箭发动机试验特点,研究了应力波检测技术在低温环境下进行应用的解决方案,搭建了用于YF-XX发动机涡轮泵故障模式识别的应力波检测系统。经过试验测试表明,应力波信号的分析结果中能够提取出氢泵和氧泵的6倍转速频率,与振动数据的分析结果具有较好的一致性,且有效避免了低频噪声的影响,有利于对故障模式的分析。验证了应力波技术在液体火箭发动机试验任务中的可行性。

摘要： 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.

摘要： 500 tf级液氧煤油高压补燃发动机是我国下一代航天主动力,将大幅提升我国航天动力的技术水平,为我国航天发展提供强大动力。发动机采用高压补燃循环系统、泵后摇摆和双推力室方案,具有无毒环保、高性能、高可靠、推力和混合比可调节、使用维护便捷等特点,发动机研制需突破分级启动、健康管理、泵后摇摆、大功率高效涡轮泵、高压大流量高性能燃烧组件、高压大流量调节组件及低温阀门、发动机新工艺与热试验等多项关键技术。目前已完成发动机的方案设计和生产,开展了大量试验验证,完成半系统试车和首台整机装配,关键技术取得重大突破,为发动机后续工程研制奠定了基础。

摘要： 航天推进产业是指为航天和国防应用提供各类型火箭发动机的企业及其上游供应商,包含固体火箭发动机、液体火箭发动机、吸气式超燃冲压发动机、电推进系统、核推进及其他先进推进技术领域的研发研制。这些企业及其供应商研制和供应各类型火箭发动机的能力很大程度上决定了运载火箭、导弹武器、卫星和航天器的发展水平,以及新一代武器平台和卫星平台的转型升级。

摘要： 《火箭推进》创刊于1975年,双月刊,公开发行。由中国航天科技集团有限公司主管,航天推进技术研究院主办,液体火箭发动机技术重点实验室承办。《火箭推进》作为国内外唯一以“液体动力”为主题的专业性学术期刊,以推广液体动力领域研究成果与新技术,促进学术交流,引领行业发展,推动相关领域科技进步为办刊宗旨。重点征集火箭发动机、吸气式发动机、组合动力、新概念发动机等领域的学术或技术论文。

摘要： 3月29日,我国在太原卫星发射中心使用长征六号改运载火箭,成功将浦江二号和天鲲二号卫星送入预定轨道。此次发射不仅是长征六号改火箭的首飞,也是我国固液运载火箭的首次发射。那么,固液运载火箭有什么特点呢?从世界范围看,各国研制的运载火箭大部分都采用液体火箭发动机作为动力系统,但固体火箭发动机也不罕见,例如中国的“长征十一号”、美国的“金牛座”和“飞马座”,或是欧洲的“织女星”及俄罗斯的“起飞号”等。目前,很多民营航天企业研制的航天运载工具更是从固体火箭发动机起步。

摘要： 《火箭推进》创刊于1975年,双月刊,公开发行。由中国航天科技集团有限公司主管,航天推进技术研究院主办,液体火箭发动机技术重点实验室承办。《火箭推进》作为国内外唯一以“液体动力”为主题的专业性学术期刊,以推广液体动力领域研究成果与新技术,促进学术交流,引领行业发展,推动相关领域科技进步为办刊宗旨。重点征集火箭发动机、吸气式发动机、组合动力、新概念发动机等领域的学术或技术论文。

摘要： 为提高航天发射任务的可靠性和安全性,对液体火箭发动机异常智能检测技术进行了研究。针对传统方法存在的检测准确率低、依赖专家经验和先验知识、所需数据量大等问题,提出运用深度学习方法构建自编码式—生成对抗网络——训练基于发动机健康状态下的多源数据,测试基于输入数据的重构损失和鉴别分数,完成对液体火箭发动机异常状态的智能检测。某型号液体火箭发动机地面热试车实验数据的分析结果表明,该方法取得了96.55的测试准确率,并在利用邻近信息的条件下取得最高100的准确率,可有效用于液体火箭发动机的异常检测。

摘要： 《火箭推进》创刊于1975年,双月刊,公开发行。由中国航天科技集团有限公司主管,航天推进技术研究院主办,液体火箭发动机技术重点实验室承办。《火箭推进》作为国内外唯一以"液体动力"为主题的专业性学术期刊,以推广液体动力领域研究成果与新技术,促进学术交流,引领行业发展,推动相关领域科技进步为办刊宗旨。重点征集火箭发动机、吸气式发动机、组合动力、新概念发动机等领域的学术或技术论文。

摘要： 高质量保证成功、高效率完成任务、高效益推动航天强国和国防建设是我国航天事业目前的“三高”发展目标,液体火箭发动机具有系统复杂、性能高、环境恶劣、成本高等特点,确保发动机工作可靠性对于保证航天任务的成功至关重要。钱学森说:“产品的可靠性是设计出来的、生产出来的、管理出来的。”可靠性设计、生产、管理是个系统工程,三者缺一不可。

摘要： 为了较为全面地了解世界各国主要研究机构的液体火箭发动机高空模拟试验能力,通过广泛的文献检索和深度的比对,研究分析了主要国家具有代表性的部分现役典型的高空模拟试验系统技术方案、模拟试验能力、测控规模等关键问题,以更好地掌握液体火箭发动机高空模拟试验技术的发展现况,为未来先进的高空模拟试验系统的研制提供一定的参考.

摘要： 连续爆震发动机已成为下一代高性能高任务适应性航空航天动力系统的重点发展方向,美国、俄罗斯、法国、日本等航天大国已纷纷开展连续爆震发动机关键技术及工程应用研究.开发以连续爆震火箭发动机为代表的综合性能指标先进的新型动力系统,是推动航天运输技术革命性变革,有利支撑未来高效自由进出空间和深空探测等任务的重要举措.目前中国尚不具备连续爆震火箭发动机的工程应用基础,以易于起爆和维持的氢氧连续爆震火箭发动机核心机为切入点和突破口,开展连续爆震火箭发动机工程应用探索,具有极强的现实可行性和辐射带动意义.通过开展氢氧连续爆震火箭发动机技术方案和核心机研究,突破可靠起爆、高效稳定增压燃烧、主动冷却热管理和试验测试与评估等核心机关键技术,从源头上建立连续爆震火箭发动机核心机的工程化设计准则和设计方法,探索连续爆震火箭发动机工程应用的可靠工作边界和适应性准则.氢氧连续爆震火箭发动机将有助于突破现有液体火箭发动机的性能瓶颈和可靠性短板,满足中国未来高比冲、高推重比的航天运输系统的发展需求,同时相关研究成果可进一步推广辐射到连续爆震火箭发动机领域的其它推进剂组合和动力组合,为连续爆震火箭发动机的大规模工程应用奠定技术基础.

摘要： 离心喷嘴是液体火箭发动机最为常用且最重要的喷注形式，雾化粒径的准确预测是喷注器设计的重要前提及高效燃烧的有效保证.在设计阶段有效地预测给定结构的离心喷嘴雾化粒径是是喷注器设计的重要前提及高效燃烧的有效保证.通过对雾化粒径的影响因素分析,针对传统雾化粒径预测方法进行了修正,提升了额定工况的预测准确性.同时针对变工况条件下液膜厚度难以理论计算的难题,提出采用数值模拟获得喷嘴顶部液膜厚度,作为参数代入修正后粒径预测公式的方法,预测结果在变工况条件下与PDPA粒径测量结果误差不大于15％.

摘要： 旋转汽蚀是发生在液体火箭发动机诱导轮中的一种较为常见的汽蚀不稳定现象，可导致转子失衡和轴振动等问题.为了研究流量条件对诱导轮旋转汽蚀的影响,以某三叶片诱导轮的二维叶栅为研究对象,采用标准k-e湍流模型,分别进行了0.8Q、1.0Q、1.2Q流量条件下的定常和非定常汽蚀仿真计算.通过定常计算得到了不同流量条件下的扬程系数和汽蚀数关系曲线,在非定常计算结果中的特定汽蚀数范围内观察到了超同步旋转汽蚀现象.分析计算结果表明,旋转汽蚀发生在断裂汽蚀数前的特定汽蚀数范围内;随着流量增大,发生旋转汽蚀的汽蚀数减小;同一流量条件下,在发生旋转汽蚀的汽蚀数范围内,随着汽蚀数减小,气穴迁移频率减小.

摘要： 栓式发动机广泛用于变推力和固定推力液体推进系统,栓式喷注器发动机的发展方向是小型化、快响应、高性能和大变比等.系统分析了栓式喷注器轨控发动机面临的关键技术,设计了一种新型的面关机、快响应栓式喷注器发动机;建立了数值仿真模型,分析并优化了面关机结构、槽孔喷注形式和冷却参数;开展高压全尺寸发动机的热试验.研究结果表明,高室压栓式发动机燃烧效率高,燃烧稳定性好,冷却可靠,响应快.研究成果为先进液体火箭发动机发展和工程应用奠定了基础.

摘要： 液体火箭发动机存在大量喷雾组件及液膜/气膜冷却组件,对小孔精度及内表面质量要求极高,激光选区熔化可实现这类组件的一体化制造,受激光选区熔化成形激光高斯能量分布及激光深穿透悬垂面熔池下塌等工艺限制,该技术在成形小孔时存在尺寸精度及表面质量差等问题,制约了其进一步的推广应用.为提高SLM成形小孔尺寸精度、形状精度和表面质量,需针对“小孔”这一共性结构单元,开展基础成形工艺、精度补偿研究.基于此,本文研究了成形工艺参数、扫描策略对小孔尺寸精度和表面质量的影响规律,并对其进行尺寸精度、形状精度补偿,确定了SLM成形小孔的优化工艺参数及精度补偿方法,为后续SLM成形小孔类零件提供技术支撑.

摘要： 液体火箭发动机是当今世界各国深空探测器最为成熟的推进系统之一,涡轮泵中涡轮部分作为液体火箭发动机中推进剂输送系统的动力部件,在高速旋转的同时承受高温热环境和极其复杂的力学环境,是发动机故障多发部件.本文以某大推力液体火箭发动机的液氧涡轮泵中的涡轮部分为研究对象,采用商业计算软件ANSYS CFX,基于非定常雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程和标准k-ε两方程湍流模型,对该涡轮内部流场进行全三维非定常仿真计算.通过傅里叶变换方法,将流场脉动的时域特性转换为频域特性,分析其流动中存在的非定常脉动特性.探究前排静子叶片数目变化及其不对称非谐设计对涡轮内部流场非定常压力脉动及部件受力幅频特性的影响,特别是后排转子叶片所受前排静叶尾流激振的脉动特性.研究表明:涡轮内动静干涉产生的叶频是压力脉动的主要组成频率,其次湍流及旋涡等还会引起其他频率的脉动成分,但相比而言幅值较小.静叶数目变化会导致新倍频脉动成分的产生,且新倍频的产生与各级叶片数目的组合密切相关.不对称静子非谐设计下,转子叶片上脉动压力及受到的激振力由静子均布情况下的单频率高幅值转化为多频率低幅值,有效降低作用在转子上激振力,进而提高转子的疲劳寿命.本研究为减小涡轮内压力脉动和机体振动提供可行思路,对涡轮内减振降噪具有指导意义.

摘要： 燃气冷却器在液体火箭发动机高空模拟试验系统中是至关重要的环节,承担着将扩压器出口高温燃气冷却至低温然后送入引射系统的任务.本文针对扩散过渡段-蓄热冷却段-管式水冷段三段组合的燃气冷却器结构方案,依据传热学理论给出相关设计方法,并以典型案例对设计方案进行结构计算与性能分析.结果表明:规定工作时间内三段组件出口燃气温度和压力变化基本稳定;三段组合的燃气冷却器结构方案能够较好地完成冷却燃气的试验需求.相关工作可以为高空模拟试验系统中燃气冷却器的设计提供参考.

摘要： 国内外对旋转爆震发动机的研究大都集中在爆震发动机结构设计、爆震波的传播规律等方面上,本课题结合现有的爆震发动机的结构及特点设计了一种盘式结构的旋转爆震发动机,重点研究了燃烧室主要结构参数、以及推进剂喷注方式及参数的设计方法并对燃烧室的宽度以及推进剂喷注面的参数进行了优化,推进剂喷注方式采用环缝-喷孔对撞式,氧化剂喷注采用收缩-扩张流道结构,外燃烧盘与环缝调节盘采用分体式设计,完成了盘式旋转爆震发动机制作及试验,对今后盘式爆震发动机的设计具有参考价值.

摘要： 国内外对旋转爆震发动机的研究大都集中在爆震发动机结构设计、爆震波的传播规律等方面上,本课题结合现有的爆震发动机的结构及特点设计了一种盘式结构的旋转爆震发动机,重点研究了燃烧室主要结构参数、以及推进剂喷注方式及参数的设计方法并对燃烧室的宽度以及推进剂喷注面的参数进行了优化,推进剂喷注方式采用环缝-喷孔对撞式,氧化剂喷注采用收缩-扩张流道结构,外燃烧盘与环缝调节盘采用分体式设计,完成了盘式旋转爆震发动机制作及试验,对今后盘式爆震发动机的设计具有参考价值.

摘要： 本发明提供了一种液体火箭发动机的换向阀及液体火箭发动机，包含副壳体、主壳体、密封件、推力组件和阀主体。副壳体内侧具有供气体介质流通的第一通道和与第一通道延伸方向不同的第二通道；主壳体具有第一介质入口、第一介质出口和第二介质出口；密封件套设在所述推力组件的表面，密封件的外侧表面与副壳体的内壁相互抵接；推力组件一端通过密封件设置在副壳体内，另一端用于推动位于主壳体内的阀主体运动；密封件为泛塞圈，泛塞圈包含主体部、环形容纳部和弹性件，弹性件设置在环形容纳部，环形容纳部内壁设有用于配合抵接弹性件的环形凸起；主体部的周向外表面设有环形凹部。与现有技术相比，可以改善密封效果，减少液体介质的损失。

摘要： 本申请提供了一种密封口环、液体火箭发动机离心泵及液体火箭发动机，该密封口环包括：内环和套接在内环外部的外环，内环的内侧壁用于套设在泵轮的凸肩位置，外环的外侧壁用于与泵壳间隙配合；内环沿周向设有若干滚珠孔，滚珠孔内布置有滚珠；滚珠孔远离外环的一端的直径小于滚珠的直径，滚珠孔沿内环径向的深度小于滚珠的直径，以使得滚珠的一部分外露于滚珠孔的外部。本申请提供的密封口环，在流体膜承载力不足时，密封口环在重力的作用下与泵轮接触，由于滚珠孔沿内环径向的深度小于滚珠的直径，使得滚珠的一部分外露并与泵轮滚动接触，减小了密封口环与泵轮的磨损，提升了泵轮与泵壳之间的密封效果，从而增加离心泵的可靠性和运行效率。

摘要： 本发明公开了一种液体火箭发动机的阀门结构及液体火箭发动机，包含作动筒，双层波纹管，推力组件和阀主体；所述作动筒内侧具有供气体介质流通且贯穿其两端的第一通道和与所述第一通道延伸方向不同的第二通道；所述推力组件的一端通过底座设置在所述作动筒内，另一端用于推动所述阀主体运动，所述底座的外侧紧贴在所述作动筒的内壁；所述双层波纹管位于所述作动筒的内侧，且外侧表面与所述作动筒内壁相互抵触，所述支撑板上设有与所述第一通道相通以供所述推力组件穿过的第三通道和第四通道，且所述第四通道一端与所述双层波纹管之间间隙连通，另一端连通所述第二通道。同现有技术相比，该结构减少发动机控制气的用量，提高阀门的密封性。

摘要： 本发明提供一种液体火箭发动机旋流液膜冷却结构及火箭发动机，其包括具有回转体结构的内壁；套设在内壁上的过渡段，过渡段开设有流道；过渡段与内壁之间设置有内腔；过渡段与内壁之间设置有连通内腔和燃烧室的流通间隙；套设在过渡段上的外壁，外壁与过渡段之间设置有与流道连通外腔；其中，过渡段上开设有多个与所述内腔内壁相切的切向孔，切向孔连通外腔和内腔。本发明所述的液体火箭发动机旋流液膜冷却结构及火箭发动机，具有冷却液膜分布均匀及，燃烧室下游冷却效果好的优点。

摘要： 本发明提供了一种液体火箭发动机用气动控制阀机构及火箭发动机。气动阀机构包含壳体、阀芯、阀盖、密封件和弹性件，壳体内侧具有供气体或者液体介质流通且贯穿其两端的第一通道和与第一通道延伸方向不同的第二通道，壳体还设置有用于控制阀芯运动的控制通道。密封件用以对阀芯与壳体内壁进行密封。所述阀芯的端部沿垂直所述阀芯的轴向方向相切所得截面的外形为圆形，且向所述阀盖侧方向上各圆形的直径逐渐变大。阀门工作时，所述控制通道通过控制气，推动所述阀芯向阀盖侧运动，以打开所述第一介质入口，实现液体介质从所述第一通道向所述第二通道的流通。与现有技术相比，可以减少流阻，提高燃料利用率，安全可靠。

摘要： 本申请提供了一种密封口环、液体火箭发动机离心泵及液体火箭发动机，该密封口环包括：内环和套接在内环外部的外环，内环的内侧壁用于套设在泵轮的凸肩位置，外环的外侧壁用于与泵壳间隙配合；内环沿周向设有若干滚珠孔，滚珠孔内布置有滚珠；滚珠孔远离外环的一端的直径小于滚珠的直径，滚珠孔沿内环径向的深度小于滚珠的直径，以使得滚珠的一部分外露于滚珠孔的外部。本申请提供的密封口环，在流体膜承载力不足时，密封口环在重力的作用下与泵轮接触，由于滚珠孔沿内环径向的深度小于滚珠的直径，使得滚珠的一部分外露并与泵轮滚动接触，减小了密封口环与泵轮的磨损，提升了泵轮与泵壳之间的密封效果，从而增加离心泵的可靠性和运行效率。

摘要： 本发明提供了一种液体火箭发动机的换向阀及液体火箭发动机，包含副壳体、主壳体、密封件、推力组件和阀主体。副壳体内侧具有供气体介质流通的第一通道和与第一通道延伸方向不同的第二通道；主壳体具有第一介质入口、第一介质出口和第二介质出口；密封件套设在所述推力组件的表面，密封件的外侧表面与副壳体的内壁相互抵接；推力组件一端通过密封件设置在副壳体内，另一端用于推动位于主壳体内的阀主体运动；密封件为泛塞圈，泛塞圈包含主体部、环形容纳部和弹性件，弹性件设置在环形容纳部，环形容纳部内壁设有用于配合抵接弹性件的环形凸起；主体部的周向外表面设有环形凹部。与现有技术相比，可以改善密封效果，减少液体介质的损失。

摘要： 本发明公开了一种液体火箭发动机的阀门结构及液体火箭发动机，包含作动筒，双层波纹管，推力组件和阀主体；所述作动筒内侧具有供气体介质流通且贯穿其两端的第一通道和与所述第一通道延伸方向不同的第二通道；所述推力组件的一端通过底座设置在所述作动筒内，另一端用于推动所述阀主体运动，所述底座的外侧紧贴在所述作动筒的内壁；所述双层波纹管位于所述作动筒的内侧，且外侧表面与所述作动筒内壁相互抵触，所述支撑板上设有与所述第一通道相通以供所述推力组件穿过的第三通道和第四通道，且所述第四通道一端与所述双层波纹管之间间隙连通，另一端连通所述第二通道。同现有技术相比，该结构减少发动机控制气的用量，提高阀门的密封性。

摘要： 本实用新型公开了一种液体火箭发动机的阀门装置及液体火箭发动机，包含作动筒，推力组件、阀主体及支撑板；其中，所述作动筒内设有供气体介质流通且贯穿其两端的第一通道和与所述第一通道延伸方向不同的第二通道；所述推力组件的一端通过底座设置在所述作动筒内，另一端用于推动所述阀主体运动，所述底座的外侧周向密封地设置在所述作动筒的内壁；所述支撑板密封地设置在所述作动筒的靠近所述阀主体的内侧；所述支撑板上设有供所述推力组件穿过的第三通道和与所述第一通道连通的第四通道，且所述第四通道的另一端连通所述第二通道，同现有技术相比，该结构减少发动机控制气的用量，提高阀门的密封性。

摘要： 本实用新型提供了一种液体火箭发动机用增压单向阀结构及火箭发动机，包含壳体、阀芯、阀盖、密封件和弹性件。壳体内侧具有供气体或者液体介质流通的第一通道和第二通道，阀芯位于第二通道内且沿第二通道的轴向方向运动。壳体上还设有与第一通道连通的第一流道，第一流道的另一端连通至阀芯的尾部远离阀盖一侧，通过第一通道进入的气体或者液体介质一部分进入第一流道推动阀芯向阀盖侧运动，以打开所述介质入口，从而所述气体或者液体介质从所述第一通道流向所述第二通道。本申请的单向阀，可以避免阀体出现颤振，提高阀门的工作性能和可靠性。