中国18吨液氧煤油火箭发动机1500秒长程试车成功
YF 77火箭发动机
研制原因
为了追赶世界先进水平，中国开始大推力氢氧发动机的研制工作。
随着空间技术和空间应用的发展，中国着手论证新一代运载火箭方案，逐步确立了具有“一个系列，两种发 动机，三个模块”特点的新一代运载火箭方案，大推力氢氧发动机YF-77便是两种发动机中的一种。
为了顺中国应空间技术和空间应用的发展，为长征五号芯一级研制的YF-77火箭发动机于2001年开始立项研 制。
从推力上说，YF-77可以说是世界新一代运载火箭氢氧发动机中推力最小的型号，不仅无法与德尔塔 IV火箭 RS-68发动机的 344吨真空推力相比，也远低于阿里安5上火神2发动机的137吨真空推力和日本H-IIA/B火箭上 LE-7A的112吨真空推力。
在氢氧发动机的比冲上，YF-77发动机偏低。美国的RS-68发动机针对大气层内飞行环境做了优化，地面比冲 高达359秒接近了航天飞机主发动机(SSME)的水平。日本的LE-7A发动机采用分级燃烧循环，在比冲上天然的对燃 气发生器循环有优势，真空比冲442秒。
2001年12月大推力氢氧发动机研制立项获得批复，发动机关键技术攻关全面展开。
但是2007年却遭遇了国内外罕见的重大技术障碍，先后四次试车结果不理想，直接影响到整个研制进展。研 制人员在发动机推力室从强度分析、振动分析，以及产品结构设计等方面上进行了改进，效果不理想后又改用 “一大四小”的改进方案：使用隔板喷嘴，改进推力室结构，提高面板连接强度。终于在2009年12月，发动机转 入试样研制阶段，这标志着中国氢氧发动机的设计、生产、试验技术步入了新台阶。
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历经十年艰苦攻关，至2012年8月17日，YF-77发动机关键技术全部突破，累计试车秒。
研制意义
研制YF-77不但实现了我国氢氧发动机推力由8吨到70吨（真空）的跨越，而且有力推动了材料工艺、低温工 程、氢能利用等相关领域的科技创新和技术进步。
中考题原创：我国首台液氧煤油火箭发动机
【中考题原创】我国首台液氧煤油火箭发动机湖北省石首市文峰中学刘涛【背景资料】果果了解到：由中国航天科技集团公司六院研制的用于我国新一代大推力运载火箭首飞的首台120吨级液氧煤油发动机，圆满通过了工艺鉴定试车，这标志着120吨级液氧煤油发动机进入真正的工程应用阶段，将为我国新一代大推力运载火箭提供全新动力。
随着我国新一代运载火箭长征五号、长征七号即将陆续进入首飞阶段，严格按照飞行任务要求，生产交付优质可靠的液氧煤油发动机。
每台交付飞行的产品都需要进行工艺鉴定试车，以考验产品的装配质量与性能指示，完全符合条件后，方能交付总体，踏上首飞征程。
知识链接：新一代大推力120吨液氧煤油火箭发动机采用最先进的高压补燃循环系统，液氧煤油发动机具备的优点有：⑴推力大：其推力比现有“长征”长征”系列运载火箭发动机提高60%以上，运载能力是原来的3倍左右；⑵没有污染，液氧和煤油都是环保燃料，而且易于存贮和运输。
可靠性高；⑶经济：比常规发动机推进剂便宜60%。
性能方面有大幅度提高，可靠性高，可重复使用。
【中考题原创】1．国际研究小组利用阳光、水和二氧化碳生产液态的碳氢化合物，可用来制造出航空煤油。
下列有关这项新技术的说法中不正确的是（）A．该项技术为CO2的利用创造了一种新途径B．反应前后，分子种类没有改变C．反应前后，碳、氢、氧原子的数目与种类都没有发生改变D．两种反应物均为化合物2．航空煤油主要用作航空涡轮发动机的燃料，航空煤油中含有难闻臭味的噻吩，噻吩（用X表示）在空气中充分燃烧时的化学方程式可表示为：X+6O2 点燃4CO2+ SO2+2H2O。
则噻吩X的化学式为（）A．CH4S B．C2H6S C．C4H4S D．C6H6S3．石油有着“工业上的血液”的美誉。
将石油加热炼制，利用其中各成分的沸点不同，将它们分离。
石油蒸馏可以分离得到汽油、煤油等系列产品，⑴石油蒸馏可以分离得到汽油、煤油等系列产品，使石油得以综合利用。
长征五号火箭是两弹一星工程以来最重要的国家级高科技开发工程
必须充分认识到长征五号火箭的发射成败会事关国运发展与安危第一节，未来长征五号火箭的LEO与SSO轨道发射任务必须尽可能提前进行一，二级半的长征五号火箭执行LEO轨道任务时落区的影响非常有限。
（上图是航天港论坛的JOKI网友提供的二级半构型（缩小版，YF77主芯级持续工作时间为380秒）长征五号火箭执行LEO任务的残骸落区图）1、一级工作350s，残骸落区（灰色-->蓝色中段），火箭此状态打23吨载荷只能勉强进入低圆轨（极端情况可能直接再入），不满足空间站指标要求。
助推器落区较为安全、但是整流罩可能砸到菲律宾巴拉望岛、芯一级有相当大概率砸到澳大利亚北部近海、甚至砸到陆地。
2、一级工作时间放宽到380s，残骸落区（蓝色中段-->绿色），运力勉强满足空间站发射要求。
此时助推可能砸到巴拉望岛、整流罩落区较为安全，芯一级残骸落入澳大利亚北部陆地。
（以上内容来自于航天港论坛的JOKI网友对高凉陈君的回复，发表于2019年1月2日）现在又拿JOKI兄提供的轨迹图来分析下，如果发射时长征五号火箭的轨迹能够再向东偏移200公里左右，二级半构型的长征五号火箭在执行LEO轨道的发射任务时（YF77主芯级发动机的持续工作时间按380秒计算），其主芯级落区就能够成功避开澳大利亚北部的阿纳姆角半岛，再落入辽阔的卡奔塔利亚湾。
这个卡奔塔利亚湾尽管叫“湾”，但实际的海域面积己经与黄海相差不大。
因此使用二级半构型的长征五号火箭来执行天宫空间站的舱段平台发射时，其落区对菲律宾与澳大利亚陆地的影响都完全能够降到最低的。
还有，目前网上所能查找到的数据都说到天宫空间站核心舱的重量都是20至22吨区间。
如果能够在发射时就将宇航员的日常留驻生活用品尽量减少携带（但用于空间变轨的燃料必须带足），留待天和核心舱发射成功后，再改让天舟货运飞船来运输入轨。
如此，发射时应该能够将天和核心舱的总重量控制于21至21点5吨之间。
这样将会更为有利于改为使用二级半构型的长征五号火箭来发射。
YF77氢氧发动机就足以满足未来中国火箭的研制使用需要
吃透YF77氢氧发动机就足以满足未来中国100年的巨型火箭研制使用需要俄罗斯的联盟5火箭（最后的名字到底叫什么都只是一个技术性问题）最后抛弃氢氧上面级也算是有“自知之明”，俄罗斯人的氢氧发动机“科技树”已经中断了三十多年，加之国家又穷又弱，俄罗斯人实际上已经没有经济实力重拾氢氧发动机的科技树。
但由于RD170、RD180煤油发动机实力强大，即使没有使用氢氧上面级火箭，俄罗斯要“堆出”一款LTO 运力15至20吨区间的中间运力型火箭来还是完全没有问题的。
现在非常重要的因素是美国的猎鹰9H与“新艾伦”火箭的“完全可重复使用版本”的GTO运力也都处于13至15吨位的区间，折算为LTO运力也是处于8至11吨的区间。
这就意味着未来美国的两款主力商业运载火箭（可重复使用版本）也只能够发射下联盟载人飞船、进步货运飞船、龙式货运飞船与天鹅座货运飞船级别的载荷进入NRHO轨道。
而“一次性”使用的火神与“欧米伽”这两款火箭的LTO运力也一样是处于是8至11吨左右的区间。
因此，高凉陈君认为未来NRHO国际深空站的人员常驻规模与最终运行轨道现在由于参与建设与运营的各款主力火箭的运力开始明朗化，也逐渐“固定”下来了。
至于登陆月球表面的载人登月舱的规模大小，也就只能够由SLS火箭运力的大小来确定，如果美国政府未来20年内决定不再研制SLS火箭的“第二阶段升级版本”，美国人未来也只能够实现阿波罗飞船级别的载人登陆任务，再大的规模就难以进行。
当然，由于通过NRHO深空站“中转与集合”来实施载人登月任务，俄罗斯、欧洲与日本都能够实实在在地贡献到自己的力量。
由其是俄罗斯人的联盟载人飞船与进步货运飞船也真正能够用于NRHO国际深空站的日常运营使用。
因此未来20、30年内，美国及其国际伙伴至少每年能够维持1次（乃至3次）的月面载人登陆飞行。
至于建设月面驻人科学考察基地，那怕是美国、俄罗斯、欧洲与日本联手，估计时间也要拖到2050年之后才会真正上马实施进行。
一生执着火箭“心”——记“长征五号”系列运载火箭副总设计师陈建华
创新之路34一生执着火箭“心”——记“长征五号”系列运载火箭副总设计师陈建华 李 莉 户 万 卫婷婷火箭发动机是火箭和航天器的心脏，其发展水平决定了航天活动的规模和实力，支撑了国家进出空间、和平利用空间的能力，是国家科技水平的重要体现、国家安全的重要保障。
作为航天科技集团六院11所（以下简称“11所”）技术专家、“长征五号”系列运载火箭副总设计师、“长征五号”系列运载火箭主要动力装置液氧煤油发动机研发团队的核心领军人之一，陈建华长年扎根在液体火箭发动机研究设计的一线，攻克了诸多发动机技术关键难题。
秉承“技术作风双过硬”的原则，陈建华带领团队确保发动机工作正常，圆满完成了“天问一号”“嫦娥五号”“空间站建设”等国家重大发射任务，为我国火箭运载能力进入国际先进行列贡献了智慧和力量。
2023年5月，陈建华荣获全国五一劳动奖章，这是对他30多年来从事液氧煤油等重点型号发动机的研究设计，全身心投入我国航天强国建设所作突出贡献的肯定。
谈起获奖，一向低调的陈建华说：“航天动力领域存在许多挑战，一旦遇到‘拦路虎’之类的困难就不容易攻克。
然而，我们之所以能够在这一领域取得快速进展，正是由于集体的努力和老一辈航天人的无私奉献，正是他们的智慧、经验和勇敢创新的精神使我们能够站在巨人的肩膀上，不断前进。
”扎根航天事业 在历练中蜕变液氧煤油发动机是采用液氧和煤油作为推进剂的火箭发动机。
煤油作为绿色环保、经济性好的推进剂，无毒无污染，是综合性能优秀的推进剂。
为提高我国航天领域竞争力，在20世纪80年代初，发动机研制单位开展了一系列探索研究，初步论证了液氧/烃发动机作为未来大型运载火箭动力装置符合我国国情，并已成为世界航天动力的主力。
此后的1990年6月，11所开展高压补燃液氧煤油发动机关键技术攻关；1995年12月，采用国产煤油进行首次热试车成功，证明我国煤油完全可以成为液体火箭发动机的推进剂和冷却剂，开启了我国高性能液氧煤油补燃循环发动机的发展之路。
刘志让：我们攻克的是火箭的“心脏”难题
从北斗组网卫星成功发射到“嫦娥”成功登月，再到今年春节档热映的中国第一部硬科幻电影《流浪地球》形成全民热潮，越来越多的国人对航天事业产生了浓厚兴趣，大众的航天热和太空探索热持续升温。
在电影《流浪地球》中，一万座动机作为发展方向时，工业水平与世界先进技术有着很大的差距，特殊材料、工艺设备和检验手段根本没有，研制的艰辛可想而知。
”刘志让表示，“当时，国内外普遍认为我们搞不出来，有国外权威专家甚至说，‘即使你们能把发动机设计出来，也无法制造出来。
’ ”在外界的一片质疑声中，刘志让和他的同事们更加坚定了一定要研制出液氧煤油发动机的信心与决心。
“这一火箭新动力若研制成功可以使我国快速跨入世界航天强国，我们没有理由不坚持。
”航天六院迎难而上，组建了一支由老中青科研人员组成的液氧煤油发动机研制团队，开始了艰苦卓绝的攻关。
面对前所未有的新技术、国内鲜有的新材料、无从借鉴的新工艺，科研人员向一个个难关发起了挑战。
通过对我国基础工业水平和我国已有火箭发动机的研制基础进行分析，他们确定了各阶段的研制目标、主要内容，对关键技术和核心技术集中力量逐一攻克。
“我们几乎跑遍了全国所有相关的高校、研究院所，听说了我们的目标，大家几乎都毫无保留、倾其所有，在大家的共同支持下，终于艰难起步了。
”刘志让告诉记者。
经过持续攻关，航天六院先后完成了液氧煤油发动机总体方案论证，开展了对富氧燃气发生器、主涡轮泵关键技术和主要阀门技术的研究探索，攻克了液氧煤油发动机燃气发生器—涡轮泵联动试验等一系列关键技术，并于2000年通过了国家的正式立项。
从此，液氧煤油发动机的研究攻关工作步入正轨，研制团队的信心更足了。
正式立项后，随着研制进程的深入，液氧煤油发动机所面临的一系列新的技术难关又横亘在研制团队面前。
在液氧煤油发动机研制初期，启动问题就成为摆在设计人员面前的第一道难关。
“液体火箭发动机启动是最复杂最难的设计，在几秒甚至零点几秒内，发动机的转动件要从静止状态加速到每分钟几万转的高转速，燃烧组件要从环境温度达到三四千摄氏度的高温，在启动过程的千分之几秒内，任何一个环节设计不好都可能导致发动机故障乃至爆炸，失败与曲折是常有的事。
液氧煤油发动机极限考核试验
液氧煤油发动机极限考核试验一、引言液氧煤油发动机是一种高性能的发动机，其在航空航天领域具有重要的应用价值。
为了确保其性能和可靠性，对液氧煤油发动机进行极限考核试验是必不可少的。
本文将介绍液氧煤油发动机极限考核试验的过程和重要性。
二、试验目的液氧煤油发动机极限考核试验的目的是评估发动机在极端工况下的性能和可靠性，为其在实际应用中提供依据。
通过试验结果的分析和评估，可以确定发动机在各种极限条件下的工作状态，从而为发动机的设计和改进提供参考。
三、试验流程1. 参数设置：根据试验要求和设计要求，确定试验所需的参数范围，包括温度、压力、转速等。
2. 试验准备：对试验设备和工具进行检查和校准，确保其正常运行和准确度。
3. 试验装置搭建：根据试验要求，搭建液氧煤油发动机的试验装置，包括供氧系统、供油系统等。
4. 试验前准备：对发动机进行检查和保养，确保其在试验中的正常运行。
5. 试验进行：按照设定的参数范围，对发动机进行加热、加压、转速变化等操作，记录并监测发动机的各项参数。
6. 数据分析：对试验过程中所获取的数据进行分析和评估，包括发动机的功率、燃烧效率、温度变化等。
7. 结果总结：根据试验结果，总结发动机在极限工况下的性能和可靠性，并提出改进和优化的建议。
四、试验注意事项1. 安全第一：在试验过程中，要严格按照安全操作规程进行操作，确保试验人员和设备的安全。
2. 数据准确性：对试验过程中所获取的数据要进行准确记录和监测，确保试验结果的可靠性。
3. 试验环境控制：试验过程中要控制好试验环境的温度、压力等因素，确保试验结果的可比性。
4. 故障处理：在试验过程中，如遇到设备故障或异常情况，要及时处理和记录，确保试验的顺利进行。
五、试验意义液氧煤油发动机极限考核试验对于发动机的性能和可靠性评估具有重要意义。
通过试验可以了解发动机在极端工况下的工作状态，为发动机的设计和改进提供依据。
同时，试验结果还可以用于验证理论模型和仿真计算的准确性，提高发动机的设计和预测能力。
YF 100火箭发动机
总体评价
YF-100火箭发动机从技术上说，YF-100液氧煤油发动机并不突出。YF-100发动机地面推力约120吨地面比冲 约300秒，真空推力约136吨比冲约335秒，喷口直径约1.4米。 YF-100火箭发动机的推力在高压补燃液氧煤油 发动机中属于偏下水平，比苏联时代开发的RD-171/180/191都要小得多，比参照的原型RD-120发动机倒是高出 50%以上。虽然燃烧室压力略低，但比冲上YF-100和先进液氧煤油发动机如RD-180/191处于伯仲之间，而且为了 兼容3.35米和2.25米直径箭体的原因，无法改动喷管设计。总体技术上说YF-100的技术起点和水平档次较高，只 是推力偏小。 而且为了兼容3.35米和2.25米直径箭体的原因，无法改动喷管设计。自立项以来，YF-100早期虽 然发生过试车事故，但进度还是很不错的，2005年完成300秒长程摇摆整机试车，2006年先后完成400秒试车和首 次600秒长程摇摆试车。迄今为止，YF-100的总试车时间已经超过了2万秒。对比实际使用中仅工作160秒，YF100液氧煤油发动机的可靠性已经得到了充分的检验。
YF-100有双摆（长征六号芯级，长征七号芯级），单摆（长征五号3.35米助推器模块），不摆动（长征五号 2.25米助推器模块）三种技术状态。
与常规发动机相比，液氧煤油发动机具备诸多优点： 1、没有污染，液氧和煤油都是环保燃料，而且易于存贮和运输； 2、经济，推进剂比常规发动机的便宜60%； 3、可靠性高； YF-100还有其他的特点： 4、推力大，研制成功即成为中国推力最大的液体推进剂发动机； 5、采用了世界上最先进的高压补燃循环系统； 6、性能高，在最高压力、涡轮功率、推进剂流量等设计参数上，比中国现役主力发动机高出数倍。 7、可重复使用，在台架试验阶段可以进行多次试车，而且试车后仍可用于发射，不必每次测试都报废一台昂 贵的发动机；
火箭发动机
火箭发动机目录[隐藏]简介火箭发动机的分类火箭发动机的优势现代火箭发动机其他能源的火箭发动机我国火箭发动机发展最新成果[编辑本段]简介火箭发动机就是利用冲量原理，自带推进剂、不依赖外界空气的喷气发动机。
[编辑本段]火箭发动机的分类能源在火箭发动机内转化为工质（工作介质）的动能，形成高速射流排出而产生动力。
火箭发动机依形成气流动能的能源种类分为化学火箭发动机、核火箭发动机和电火箭发动机。
化学火箭发动机是目前技术最成熟，应用最广泛的发动机。
核火箭的原理样机已经研制成功。
电火箭已经在空间推进领域有所应用。
后两类发动机比冲远高于化学火箭。
化学火箭发动机主要由燃烧室和喷管组成，化学推进剂既是能源也是工质，它在燃烧室内将化学能转化为热能，生成高温燃气经喷管膨胀加速，将热能转化为气流动能，以高速（1500～5000米／秒）从喷管排出，产生推力。
化学火箭发动机按推进剂的物态又分为液体火箭发动机、固体火箭发动机和混合推进剂火箭发动机。
液体火箭发动机使用常温液态的可贮存推进剂和低温下呈液态的低温推进剂，具有适应性强、能多次起动等特点，能满足不同运载火箭和航天器的要求。
固体火箭发动机的推进剂采用分子中含有燃料和氧化剂的有机物胶状固溶体（双基推进剂）或几种推进剂组元的混合物（复合推进剂），直接装在燃烧室内，结构简单、使用方便、能长期贮存处于待发射状态，适用于各种战略和战术导弹。
混合推进剂火箭发动机极少使用。
[编辑本段]火箭发动机的优势火箭发动机是我国劳动人民首先创造出来的。
早在唐代初年(约在七世纪）火药就出现了，南宋时代火药用来制造烟火，其中包括“起花”。
大约在十三世纪制成火箭。
我国古代制造的火箭和起花所用的是黑色火药。
它们的工作原理和现代的固体燃料火箭是一样的。
同空气喷气发动机相比较，火箭发动机的最大特点是：它自身既带燃料，又带氧化剂，靠氧化剂来助燃，不需要从周围的大气层中汲取氧气。
所以它不但能在大气层内，也可在大气层之外的宇宙真空中工作。
2023年中国航天最新成就
2023年中国航天最新成就2023年中国航天最新成就一，2023年计划发射我国首个大型的空间巡天望远镜，开展广域的巡天观测，将在宇宙结构的形成和演化、暗物质和暗能量、系外行星与太阳系天体等方面开展前沿科学研究，有望取得一批重大创新成果。
二，2023年，我国将发射嫦娥七号探测器，登陆月球南极。
与之前的嫦娥三号、四号不一样，它除了携带月球车之外，还会有一个飞跃探测器，六条大长腿，能在月面爬行，也能利用火箭发动机进行反复飞行，像极了在海底生活的“帝王蟹”，据说它的使命是在月球南极找水。
三，按照我国载人航天计划，神舟16号载人飞船将会在2023年5月中旬发射升空。
四，2023年的时候，中国将要实现首次“载人登月”，要成功把中国航天员的脚印留在月球上。
2022年中国航天十大新闻1.中国空间站“T”字基本构型在轨组装完成今年是中国载人航天立项30周年，全年载人航天共计实施6次发射，先后将天舟四号货运飞船、神舟十四号载人飞船、问天实验舱、梦天实验舱、天舟五号货运飞船、神舟十五号载人飞船送入太空。
2022年11月3日，梦天实验舱顺利完成转位操作，中国空间站“T”字基本构型在轨组装完成。
2022年11月30日，神舟十五号与神舟十四号的两个乘组在太空“胜利会师”，我国首次实现空间站三船三舱构型以及6名航天员同时在轨飞行。
2.夸父一号发射成功并发布首批科学图像我国综合性太阳探测专用卫星“夸父一号”最新一批科学图像于2022年12月13日在京发布，其中多幅图像质量达到国际领先水平，验证了“夸父一号”三台有效载荷的观测能力和先进性。
“夸父一号”是中国科学院空间科学二期先导专项研制的一颗空间科学卫星，于2022年10月9日在酒泉卫星发射中心用长征二号丁运载火箭成功发射。
卫星以“一磁两暴”为科学目标，即同时观测太阳磁场和太阳上两类最剧烈的爆发现象——耀斑和日冕物质抛射，研究它们的形成、演化、相互作用和彼此关联，同时为空间天气预报提供支持。
变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述
第41卷第12期2020年12月㊀宇㊀航㊀学㊀报Journal of Astronautics Vol.41December ㊀No.122020变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述张波涛1,李㊀平2,王㊀凯1,杨宝娥1(1.西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室,西安710100;2.航天推进技术研究院,西安710100)㊀㊀摘㊀要:为总结变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的研究成果和梳理未来的发展方向,本文综述了该领域的研究进展㊂首先介绍了针栓喷注器的基本概念和研究意义,然后从设计原理㊁工程研制㊁雾化特性和燃烧特性等方面介绍了针栓喷注器的研究历史和现状,最后展望了针栓喷注器的发展趋势及需要研究的一些科学问题㊂分析表明,液液针栓喷注器㊁气液针栓喷注器的雾化特性和燃烧特性都还需持续开展研究㊂雾化特性中特别需要关注的是雾化角㊁混合特性和下漏率,还要探索针栓喷注器在反压下的雾化特性㊂燃烧特性中需要深入研究温度分布㊁火焰结构和燃烧稳定性㊂关键词:变推力液体火箭发动机;针栓喷注器;雾化特性;燃烧特性中图分类号:V434㊀㊀㊀文献标识码:A㊀㊀㊀文章编号:1000-1328(2020)12-1481-09DOI :10.3873/j.issn.1000-1328.2020.12.001Review on Pintle Injector of Throttling Liquid Rocket EngineZHANG Bo-tao 1,LI Ping 2,WANG Kai 1,YANG Bao-e 1(1.National Key Laboratory of Science and Technology on Liquid Rocket Engines,Xi an Aerospace PropulsionInstitute,Xi an 710100,China;2.Academy of Aerospace Liquid Propulsion Technology,Xi an 710100,China)Abstract :In order to summarize the research results and sort out the future development direction,the researchprogress in pintle injector of throttling liquid rocket engine is reviewed.Firstly,the basic concept and research significance of the pintle injector are summarized.Then the research status and history of pintle injector are introduced from the aspects of the design principle,engineering development,atomization characteristics and combustion characteristics.Finally,thedevelopment trend of the pintle injector and some scientific problems to be further researched are prospected.The results show that the atomization and combustion characteristics of liquid-liquid pintle injector and gas-liquid pintle injector need continuous research.The future researches may focus on the spray angle,mixing characteristics and leakage ratio in atomization characteristics.In addition,the atomization characteristics of the pintle injector under back pressure could be explored.For the combustion characteristics,further researches should be surrounded by the temperature distribution,flame structure and combustion stability.Key words :Throttling liquid rocket engine;Pintle injector;Atomization characteristics;Combustion characteristics收稿日期:2019-10-24;修回日期:2020-03-11基金项目:国家重大基础研究项目(613193)0㊀引㊀言在空间基础设施建设㊁深空探测和载人航天等太空探索计划的驱动下,高性能㊁低成本㊁无毒㊁大变比及可重复使用的变推力发动机已成为当今火箭发动机技术的重要发展方向㊂美国太空探索公司(SpaceX)采用Merlin 发动机实现了 猎鹰 火箭海上回收,并成功重复使用㊂SpaceX 在改进液氧煤油Merlin 发动机的同时,还在研制推力为170吨的全流量Raptor 发动机,推力变比为5ʒ1[1]㊂美国宇航局的推进和低温先进发展项目为了支持未来着陆器的要求,正在研制采用低温推进剂且具有大变比能力的膨胀循环TR202发动机[2]㊂我国研制的7500N 变推力发动机于2019年1月成功助力嫦娥四号探测器首次软着陆于月球背面㊂此外,随着高能锂电池㊁高效精确步进电机等技术的迅猛发展,电动泵发动机有更加广阔的应用前景㊂新西兰火箭实验室研制出低成本㊁高可靠㊁深度变推力电动泵 Electric 火箭,我国也开展了电动泵压式发动机研制工作[3]㊂喷注器是变推力液体火箭发动机控制推力的重要部件之一,以上发动机均采用针栓喷注器㊂尽管针栓喷注器经过了六十多年的发展且广泛应用,但大部分研究工作都未公开,且相关的基础研究工作较少㊂本文针对变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的工程研制㊁雾化特性和燃烧特性等方面进行综述,以加深对针栓喷注器的认识㊂1㊀针栓喷注器设计原理1.1㊀结构针栓喷注器结构如图1所示,外圈推进剂由喷注器壳体和套筒构成的环形喷嘴,以轴向液膜的形式沿着套筒外壁流动㊂中心路推进剂从套筒与针栓之间的中心通道进入喷注器,在针栓端头内型面的作用下流动方向变为径向,以环形液膜或射流束的形式喷入燃烧室后与外圈推进剂发生撞击雾化,随后燃烧㊂针栓喷注器的设计方式有多种多样,但基本构型类似㊂图1㊀针栓喷注器示意图Fig.1㊀Schematic of the pintle injector传统的液体火箭发动机推力室具有多个喷注器,而绝大多数针栓发动机只有一个喷注器,喷注器位于喷注面板中心,从喷注器喷出的推进剂会在燃烧室内产生两个回流区,分别为燃烧室头部的上回流区和针栓头部的中心回流区,如图2所示㊂上回流区主要是两股推进剂撞击后向燃烧室头部回流,富含外圈推进剂,依靠推进剂液滴蒸发冷却喷注面板㊂下回流区是由于推进剂在针栓头部回流,富含中心路推进剂,可促进推进剂液滴的二次雾化㊂图2㊀流场结构Fig.2㊀Flow field structure1.2㊀物理量定义1)动量比动量比是径向推进剂动量与轴向推进剂动量之比,表达式为C TMR =̇mr v r ̇m a v a (1)式中:C TMR 为动量比,̇mr 和̇m a 分别为径向和轴向推进剂质量流量,v r 和v a 分别为径向和轴向推进剂速度㊂2)阻塞率阻塞率是针栓头端全部径向喷注孔的孔径之和与针栓周长之比,表达式为C BF =nD sπD p(2)式中:C BF 为阻塞率,n 为射流孔数目,D s 为射流孔直径,D p 为针栓直径㊂3)直径比直径比是燃烧室直径和针栓直径之比,表达式为C DR =D c D p(3)式中:C DR 为直径比,D c 为燃烧室直径㊂2㊀工程研制只要提到针栓喷注器,TRW 公司(现属于诺斯罗普㊃格鲁门公司)都是要首先提到的名字之一㊂TRW 公司从60年代开始研究针栓喷注器且获得专利,研制了多种不同的针栓发动机,目前已有超过上百台采用针栓喷注器的双组元发动机成功地进行了飞行[4]㊂表1给出了已工程应用的典型针栓发动机,表2给出了已研制的典型针栓发动机㊂TRW 从1963年开始研制阿波罗登月舱下降发2841㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报第41卷表1㊀工程应用的典型针栓喷注器发动机Table1㊀Typical pintle injector rocket engines applied for engineering发动机名称或研究单位推进剂设计推力/kN室压/MPa比冲/s备注LMDE N2O4/A-50 4.4~440.69303累计10次飞行TR201N2O4/A-50440.6930377次飞行全部成功ISPS HAD/USO0.440.6527228次飞行全部成功TR-308N2O4/N2H40.530.693224次飞行全部成功Merlin1A LOX/RP1340 6.89-飞行2次,一次失败Merlin1D+LOX/RP193410.8348用于猎鹰重型芯级和助推级西安航天动力研究所MON-1/MMH 1.5~7.5--用于嫦娥三号和嫦娥四号表2㊀研制的典型针栓喷注器发动机Table2㊀Typical pintle injector rocket engines which have been studied发动机名称或试验单位推进剂变比能力设计推力/kN备注MIRA500N2O4/A-5020ʒ10.11~2.22TRW最早进行的试验PAPE N2O4/MMH19ʒ1 1.9~36.5实现面关机功能TR-202LOX/LH210ʒ1 3.88~38.8采用膨胀循环系统TR-106LOX/LH2-2900验证针栓喷注器可以大幅度降低运载火箭成本TR-108LOX/RP1-129唯一采用多针栓喷注器BYF-03AK-27S/UDMH5ʒ10.245~1.221国内第一台针栓发动机动机(LMDE)[5-7],在LDME计划执行的同时,TRW 研制了110N㊁440N㊁890N一系列小推力的栓式发动机㊂随后由LDME衍生而来的TR201发动机用于德尔它运载器的二级㊂从20世纪80年代起,通过一系列设计改进使针栓发动机具有可重复脉冲工作㊁面关机等能力,研制出一种变推力和快响应的弗莱威特发动机(PAPE)用于 哨兵 导弹[8]㊂对于传统固定面积的喷嘴采用凝胶推进剂在发动机关机后容易堵塞,TRW研制出使用凝胶推进剂的面关机喷注器成功飞行[9]㊂推进剂特性是决定发动机性能的关键因素之一[10],20世纪90年代开始研制采用液氧/煤油[11]㊁液氧/液氢[2]㊁液氧/酒精[13-14]等绿色无毒化推进剂的针栓发动机㊂美国宇航局提出的推进和低温先进发展计划中明确要求发展高性能低温变推力火箭发动机[2],正在研制TR-202发动机㊂在导弹防御局液体助推器开发计划的资助下,格鲁曼公司研制了150kN的TR-108发动机[15]㊂TR-108发动机是目前唯一采用多针栓喷注器的发动机,针栓喷注器排列布局为中间1个㊁四周均布6个㊂为进一步降低成本,TRW研制了2900kN液氢液氧TR-106针栓发动机[16-18]㊂目前最具代表性的针栓发动机为Merilin1D发动机,燃烧效率在0.98以上,推质比约180,是世界上性能最高的燃气发生器循环液氧煤油发动机㊂国内在变推力火箭发动机领域的研究起步较晚,20世纪70年代开始进行针栓发动机的研究[19]㊂1983年国内第一台变推力发动机试车成功[20],北京航空航天大学[21]设计了基于机械定位双调系统的气氧/煤油变推力火箭发动机,推力为57.30~864.70N㊂国内目前已飞行的变推力火箭发动机为嫦娥三号和嫦娥四号使用的7500N下降级发动机[22-23],于2013年12月首次完成嫦娥三号探测器地月转移飞行的任务,2019年1月成功助力嫦娥四号探测器首次软着陆月球背面㊂3㊀雾化特性雾化是喷注器最重要的工作过程,雾化质量及雾场分布直接决定了蒸发㊁混合和燃烧特性,从而对燃烧装置的燃烧性能㊁稳定性和可靠性产生重要影响㊂目前公开文献中研究内容主要集中在破碎过程㊁雾场形态㊁雾化角和混合特性等方面㊂3.1㊀喷注方式根据外圈推进剂和中心路推进剂喷注方式不同,可分为四种形式:径向缝型和轴向缝型相结合㊁径向缝型和轴向孔型相结合㊁径向孔型和轴向缝型相结合㊁径向孔型和轴向孔型相结合㊂针栓喷注器3841第12期张波涛等:变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述轴向推进剂和径向推进剂的喷注方式直接决定了雾化过程及雾场形态,然而目前对于针栓喷注器设计还没有统一的设计流程㊂Rezende等[24]对不同喷注方式的单路流动进行了液流试验,指出匹配轴向和径向的喷注方式要考虑到推进剂性质㊁质量流量㊁混合比㊁燃烧室壁面冷却需要的流量和加工制造等因素㊂一般情况下的优选方案为轴向缝和径向孔型相组合㊂对于推力小于1kN的小发动机,当径向孔尺寸小到不易精密加工时,选择径向缝型流动㊂3.2㊀雾化过程从喷注器喷出的射流或液膜破碎为液滴的过程称为推进剂组元的雾化过程,分析喷嘴雾化过程是研究雾化机理的前提㊂对于径向孔/轴向缝型的液液针栓喷注器,Ninish等[25]认为径向射流和轴向液膜相撞会在撞击点产生扰动,扰动在锥形液膜中增长并导致液膜不稳定,振幅增长最大的波长占主导地位㊂动量比大的扰动频率更高,雾化角更大㊂文献[26-28]采用锥形液膜破碎模型对径向缝/轴向缝型液态燃料中心配置的气液针栓喷注器液膜破碎过程进行线性不稳定性分析,指出喷注压降越大或喷注通道狭缝越窄,液膜破碎长度和破碎时间越小㊂为了保证良好的雾化效果,喷注角度尽量取大些㊂3.3㊀雾场形态针栓喷注器结构参数和工作参数直接影响雾场形态,因此分析结构参数和工作参数对雾场形态的影响对设计针栓喷注器有重要意义㊂Cheng等[29]把径向孔/轴向缝型液液针栓喷注单元的雾场形态分为封闭的弧形喷雾㊁斗篷状液膜以及完全发展的扇形喷雾㊂方昕昕等[30]对轴向缝/径向缝型液态燃料中心配置的气液针栓喷注器雾场形态进行试验研究,指出气液流量比较小时,雾场形态为锥形液膜㊂当气液流量比大于0.206后,雾化边界可分为收缩段和等直径段㊂3.4㊀雾化角针栓喷注器不论采用气相推进剂还是液相推进剂,其特有的结构决定了轴向推进剂与径向推进剂相撞后形成一个锥形雾场㊂雾化角直接影响了雾场结构和液滴空间分布,因此很多学者通过理论分析或对实验结果拟合给出雾化角预测公式,以便更直接的为工程设计提供参考㊂Cheng等[31]通过理论分析建立径向缝/轴向缝型液液针栓喷注器雾化角理论模型,推导出雾化角预测公式为θ=arccos11+CTMR(4)成鹏[32]在径向缝/轴向缝型雾化角基础上,通过引入阻塞率得到的径向孔/轴向缝型雾化角公式为θ=arccos11+CLMR(5)式中:C LMR为局部动量比,C LMR=C TMR/C BF㊂Boettcher等[33]推导出的径向缝/轴向缝型气气针栓喷注器雾化角公式为θ=arccos11+C2TMR(6) Son等[34]对径向缝/轴向缝型液体中心配置的气液针栓喷注器雾化角进行试验研究,指出随着径向液体速度的增加,雾化角增大,离散角减小㊂通过对试验结果拟合给出雾化角与动量比和韦伯数的关系式为θ=38.86(We/C TMR)0.096(7)方昕昕等[27]分析了狭缝宽度㊁气液流量比对径向缝/轴向缝型液态燃料中心配置的气液针栓喷注器雾化角的影响规律,指出随着气液流量比的增大雾化角持续降低,并且在由正角度变为负角度的地方降低趋势最快㊂Blakely等[35]对径向圆形射流和矩形射流在液膜下的破碎过程进行试验研究,认为射流形状对雾化角影响很小㊂3.5㊀液滴粒径空间分布喷注器雾化后的液滴粒径小且空间分布均匀是推进剂有效混合和气化的必要条件㊂成鹏[32]对径向孔/轴向缝型的液液针栓喷注器喷雾液滴尺寸分布进行分析,指出SMD沿径向先减小后增大,接着又减小,类似于向左侧卧的字母 S ㊂方昕昕等[30]指出径向缝/轴向缝型气液针栓喷注器液滴SMD沿喷注轴向均匀不变,沿径向增加㊂随着气液流量比的增大液滴SMD减小,而粒径分布均匀度指数先降低而后有所回升㊂粒径分布均匀度指数与狭缝宽度的乘积近似为常值0.35㊂Ninish等[25]给出随着径向射流速度增大,液膜变薄,液膜雾化的液滴更细㊂3.6㊀混合特性喷注器雾化后的混合特性对燃烧效率起决定性作用,但目前对针栓喷注器混合特性的研究很少㊂Radhakrishnan等[36]研究了气液针栓喷注器的混合特性,指出液体速度小时散射角大,射流在轴向气流作用下很好地加速并且在大范围内导致良好的混4841㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报第41卷合,当液体速度增加时混合质量降低㊂4㊀燃烧特性燃烧特性是研究喷嘴的重要内容,包括火焰结构㊁点火过程㊁燃烧效率㊁燃烧稳定性等㊂4.1㊀结构设计由于针栓头下方具有回流区,针栓头容易烧蚀㊂为避免针栓钉帽烧蚀,Vasques等[37]对液氧/液甲烷针栓喷注器的几何形状进行改进,通过减小跳跃距离㊁头部钻孔㊁设计斜坡改变燃料流动方向和组合上述方法来改进模型㊂Vasques认为通过适当的设计偏转板,性能和可靠性可以得到改善㊂通过二次径向孔和修改偏转角可以组织混合比和相关的壁面传热特性㊂4.2㊀流场结构由于针栓喷注器燃烧室流场有独特的特征,不少学者对针栓发动机开展了数值模拟和试验研究工作㊂李进贤等[38]㊁张连博等[39]和周康等[40]通过对针栓发动机进行数值模拟均指出中心回流区起了挡板和混合器的作用,加剧推进剂液滴的二次破碎和掺混燃烧效果㊂方昕昕[41]对液氧/甲烷氧化剂中心配置的气液针栓喷注器燃烧过程进行数值仿真研究,随着喷注器伸进燃烧室长度增加,外围回流区尺寸变大,但中心回流区变化不大㊂随着径向液氧孔尺寸增加或液氧喷注角度增加,外围回流区变化不大,而中心回流区减小,因为径向液氧孔尺寸增加,液氧液滴会向燃烧室中心靠拢,压缩中心回流区使得回流区变小㊂针栓喷注器形成的这些燃烧室流场特征有助于提高燃烧性能和稳定性㊂4.3㊀点火过程点火过程是液体火箭发动机工作的重要组成部分,点火过程直接影响了可靠性和工作效率㊂若点火瞬态过程发生点火压强峰较高㊁点火延迟和熄火等异常就会造成任务失败或更严重的后果㊂Sakaki 等[42]对轴向缝/径向缝型液氧酒精针栓喷注器进行燃烧试验㊂在点火过程中测到一个强的燃烧压力峰,在0.25s时开始震荡,压力震荡是由于燃料路压降振荡引起的㊂试验进行了硬起动和平稳起动两种起动方式㊂硬启动压力峰值高且随着O/F增大而减小,在氧燃比为1.4时是平均压力的3倍,认为在液态燃料和气态氧充满火炬点火器附近,点火后火焰向上游传播㊂在平稳启动方式中没有压力峰㊂4.4㊀火焰结构分析火焰结构是研究火焰稳定机理的重要方法㊂Sakaki等[43]通过试验得到在两个推进剂撞击点附近有强发光,CH发射强度在上壁附近和针栓头下游较弱㊂周康等[40]认为氧气和甲烷燃烧反应稳定时会产生较大的火焰锥角,温度场呈现带状分布㊂跳跃距离减小,火焰锥角不变㊂环缝宽度增加,动量比增加,火焰锥角增加㊂韩泉东等[44]通过数值模拟也得到了燃烧室内存在较为明显的反应火焰峰,且火焰峰高温区沿轴向呈 带状 分布,认为液滴的蒸发和燃烧大致上沿着燃烧室轴向㊂Son 等[45]通过数值模拟也得到动量比小,火焰角小㊂因此,最影响火焰角的参数是动量比㊂4.5㊀燃烧场中雾场形态为更好地分析雾化与燃烧之间的关系,学者们通过燃烧室开窗同步观测雾化和燃烧过程㊂Sakaki 等[43]得到燃烧时的雾场如图3所示,指出在撞击点A附近有浓密的雾场,接着形成弧形结构B,试验清楚地观察到了弧形结构B气化过程C,但有一部分没有汽化,运动到了燃烧室上壁D㊂推进剂的一部分运动到了E㊂在燃烧条件下雾化角主要受动量比的影响,喷雾穿透深度主要受到喷注速度的影响㊂成鹏[32]指出燃料射流在氧气气膜撞击下形成扇形喷雾,可以观察到燃料射流与氧气气膜撞击后形成的撞击波结构,撞击波向下游发展,最终导致喷雾呈块状脱落破碎㊂在燃烧环境下,喷雾不断蒸发,因此越往下游喷雾变得越稀薄㊂图3㊀雾场结构[43]Fig.3㊀Spray structure[43]4.6㊀温度场针栓喷注器在工程应用中出现最多的问题就是针栓头部烧蚀,因此分析温度场对针栓喷注器设计有重要意义㊂张连博等[39]对针栓喷注式双组元5841第12期张波涛等:变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述MMH/NTO自燃推进剂液体火箭发动机进行数值仿真,认为针栓头部最高温度为898.2K,低于正常工作温度,因而能确保发动机针栓正常工作的安全性㊂李进贤等[38]给出在文章工况下针栓头部也未超过1400K,在材料的许可范围内㊂俞南嘉等[46]根据动量比1工况下的温度分布认为燃烧室壁面上游区域存在由氧化剂形成的液膜低温区,该液膜对发动机壁面起到冷却的作用㊂周康等[40]认为跳跃距离减小,反应释热区域变宽,燃烧室内平均温度增加㊂缝宽度增加,动量比增加,燃烧室内平均温度减小㊂Sakaki等[47]通过热电偶测试结果得到在撞击点下游和台阶上方温度较高㊂4.7㊀燃烧效率研究者们最关注的发动机性能就是燃烧效率㊂李进贤等[38]认为随着针栓深入长度的增加,蒸发效率降低,但燃烧效率增加㊂俞南嘉等[46]给出动量比接近1时,雾化混合效果最好,燃烧效率最高㊂周康等[40]认为跳跃距离减小,反应释热区域变宽,燃烧室内平均温度增加㊂Fang等[48]认为燃烧室特征长度越大,发动机燃烧效率也越大,但是发动机质量越大,并且燃烧室特征尺寸大于1以上时,发动机燃烧效率提高幅度很小,建议燃烧室特征长度选在1附近㊂成鹏[32]认为在富燃条件下燃烧效率主要受混合比的影响,燃烧效率随着混合比增加而增大㊂Sakaki等[47]在平面矩形燃烧室和平面轴对称燃烧室热试中均得到燃烧效率随着动量比增加而降低,因为动量比大时很多推进剂撞到了上壁面,同时燃烧室上壁面温度也增加,但轴对称燃烧室效率高于矩形燃烧室㊂因为轴对称燃烧室中液滴可径向移动,液滴间距增加,增强了液滴蒸发㊂4.8㊀燃烧不稳定燃烧不稳定性问题几乎在每个火箭发动机研制过程中都经历过,其中高频燃烧不稳定是制约发动机发展的瓶颈[49]㊂由于针栓喷注器独特的结构,在实际工程研制过程中还未出现过实质性的高频不稳定燃烧现象㊂Sakaki团队对针栓喷注器燃烧不稳定性开展了一系列试验研究,Sakaki等[43]通过试验发现燃烧室压力在300~320Hz附近振荡,认为振荡与雾化过程㊁化学反应之间的耦合有关㊂随后在轴对称燃烧室试验中发现一些工况下燃烧室压力存在400Hz的振荡主频,最大压力振幅超过了燃烧室平均压力的50%㊂于是进一步进行观测试验[50],发现有1000Hz左右的高频不稳定,通过结合高频压力数据和CH∗自发辐射图像动态分解结果,最后确定1000Hz左右的高频不稳定燃烧现象是热释放与一阶纵向声学振荡的耦合所致,400Hz左右的低频不稳定可能与熵波的传播过程有关㊂5㊀设计方法通过一系列研究总结出标准的设计方法是学者们的共同目标㊂安鹏等[51]参考国内外研究成果对针栓喷注器设计参数的计算方法进行总结,给出了参数选取原则㊂Son等[52]认为气液快速混合和较大的喷雾面是推进剂快速燃烧的前提,因此将雾化角和液滴粒径作为主要设计参数,针对径向缝/轴向缝型针栓喷注器建立了设计流程㊂6㊀综合评价与发展趋势针栓喷注器已在多个型号的变推力发动机中成功使用,并验证了针栓喷注器具有高性能㊁低成本和推力可调等优势㊂虽然对针栓发动机进行了很多工程研制且取得了一定的成绩,但基础理论研究工作还较少㊂为深入认识针栓喷注器在变推力液体火箭发动机中的工作特性,需要对基础理论进一步进行深入研究㊂在工程研制方面,国内外成功飞行的变推力针栓发动机均采用液液针栓喷注器㊂所以应在研究液液针栓喷注器的基础上,对气液针栓喷注器和气气针栓喷注器开展研究,探究适用于液氧煤油补燃循环发动机㊁液氧甲烷和液氧液氢膨胀循环发动机采用的气液针栓喷注器及液氧甲烷全流量发动机采用的气液针栓喷注器和气气针栓喷注器的工作特性㊂在针栓喷注器雾化特性方面,开展最多的研究工作是分析雾化过程㊁雾化角㊁雾场形态和液滴粒径分布等㊂由于混合特性直接决定了燃烧性能,下漏率对针栓头部烧蚀有影响,建议进一步深入分析针栓喷注器的混合特性和下漏率㊂其次从已有的试验结果来看绝大多数针栓喷注器雾化试验都在大气压下进行,为了研究结果更接近真实工作状态,应对针栓喷注器在反压下的雾化特性开展研究㊂此外气液针栓喷注器雾化特性主要集中在径向缝/轴向缝型,文献[48]表明径向孔型比径向缝型的燃烧效率高,因此接下来可对径向孔型的气液针栓喷注器开展研究㊂在针栓喷注器燃烧特性方面,随着光学观测技术的发展,越来越多的学者采取燃烧室开窗方法同6841㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报第41卷步观察喷雾燃烧过程,初步掌握了火焰结构特征及流场结构㊂下一步还需要研究连续变工况下的火焰特征及燃烧特性,同时重点关注针栓头部㊁喷注器面板和燃烧室壁面的温度分布㊂此外,虽然目前在工程研制中还没有遇到针栓发动机存在高频燃烧不稳定,但有学者在试验中发现了1000Hz的压力震荡,接下来应对针栓喷注器的燃烧稳定性进行深入研究㊂7 结束语变推力针栓发动机是未来高性能㊁低成本㊁重复使用的航天液体动力发展趋势㊂本文从针栓喷注器的基本概念㊁工程研制㊁雾化特性及燃烧特性等方面介绍了研究历史和现状,并对研究进展做了简要评述,展望发展趋势,加深了对变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的认识㊂参㊀考㊀文㊀献[1]㊀杨开,曲晶,才满瑞.2017年国外航天运载器发展分析[J].导弹与航天运载技术,2018,49(1):32-35.[Yang Kai,QuJing,Cai Man-rui.Analyse of world launch vehicle developmentin2017[J].Missiles and Space Vehicles,2018,49(1):32-35.][2]㊀Gromski J M,Majamaki A N,Chianese S G,et al.Northropgrumman tr202LOX/LH2deep throttling engine technologyproject status[C].The46th AIAA/ASME/SAE/ASEE JointPropulsion Conference and Exhibit,Nashville,USA,July25-28,2010.[3]㊀王丹,陈宏玉,周晨初.电动泵压式发动机系统方案与性能评估[J].火箭推进,2018,44(2):28-32.[Wang Dan,ChenHong-yu,Zhou Chen-chu.System scheme and performanceevaluation of an engine fed by electric pump[J].Journal ofRocket Propulsion,2018,44(2):28-32.][4]㊀Dressler G A,Bauer J M.TRW pintle engine heritage andperformance characteristics[C].The36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit,Huntsville,USA,July16-19,2000.[5]㊀Elverum J G,Hoffman A,Miller J,et al.The descent 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长征5号火箭为什么叫做胖五
长征5号火箭为什么叫做胖五20层楼高的“胖五”，第一眼就让人感觉很潮很帅气，它的整流罩采用漂亮的冯卡门曲线外形，4个助推器头部都采用斜头锥造型。
小编整理了长征5号火箭为什么叫做胖五，希望能帮助到您。
长征5号火箭为什么叫做胖五得到这个昵称完全是因为“胖五”的身材要比以往的火箭类型要“胖”的多，“腰围”也比前辈们大了不止一圈，胖嘟嘟的看着特别健硕。
“胖五”首次采用了5米直径箭体结构，全长约57米，起飞重量约870吨让大家笑称“胖五”是个大力士!这样强大的力量多亏了全新研制的动力心脏的帮忙。
不过，别看长得胖，“胖五”壮壮的身体里装的可都是“真材实料”。
中国科学家为“胖五”安装上了大推力氢氧发动机和液氧煤油发动机。
氢氧发动机燃烧液氢和液氧，不仅环保无污染，还让“胖五”的推力更上一层楼。
作为目前中国运载能力最强的火箭，“胖五”的载荷能够达到25吨级，这也就意味着发射一次“胖五”就可以把10多辆轿车一次性输送到地球上400公里处的轨道上，是长征家族中力气最大的那一个，也因此它身负重担!胖五究竟有多厉害?“胖五”缔造了多个“首次”：首次采用直径为5米的大直径大集中载荷箭体结构，突破传统火箭3.35米直径的限制;首次将弹性和气流影响引入整流罩分离仿真，首次使用大型火箭旋转分离技术、首次采用无毒无污染的液氧/煤油和液氢/液氧推进系统、首次采用全新高可靠电气系统、首次采用“新三垂”全新测试发射模式等，使中国火箭的运载能力大幅提升，助力中国航天登上更大的舞台。
2016年11月3日，长征五号首飞，将实践17号卫星送入预定轨道，距离立项整整十年。
20层楼高的“胖五”，第一眼就让人感觉很潮很帅气，它的整流罩采用漂亮的冯卡门曲线外形，4个助推器头部都采用斜头锥造型。
长征五号是一款全新的火箭，拥有自己独一无二的特点。
之前，中国运载火箭的芯级直径多为2.25米或3.35米，而长征五号的芯级直径达5米。
因为“大块头”，“胖五”的诨号就由此而来。
突破多项关键技术 天兵科技液体火箭发动机全系统热试车成功
火箭发动机多次重复使用技术袁 助推商业航天完成
从 野固冶 到 野液冶 代的跨越遥
渊摘自光明网冤
阅陨粤晕在陨 悦匀粤晕孕陨晕 运耘运粤韵X陨晕郧 再哉 匀哉粤晕允I晕郧 杂匀陨再粤晕
突破多项关键技术 天兵科技液体火箭发动机 全系统热试车成功
据报道袁 北京天兵科技有限公司最近在成功研 制 HCP 火箭发动机并投入特殊市场的同时袁 其自 主研制的 30 t 级闭式循环液氧煤油发动机 野天火11冶 也成功地完成多次全系统热试车遥
在试车过程中袁 野天火-11冶 发动机启动平 稳袁 实现了连续变推力袁 全程工作稳定袁 各项指标 均满足设计要求遥 其中袁 HCP 燃气涡轮启动技术尧 富氧高压燃气发生器技术和大流量全进气低压比亚 声速涡轮技术等 10 余项高难度关键技术得到全面 突破遥
[6] 吴彦灵袁 孟莹. 美国军用电磁兼容性测试标准的新变化 [C] //第四届全国电磁兼容学术交流大会论文集袁 苏州袁 电子学会航天学会袁 1996.
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【中考真题】贵州省2024年中考语文真题试卷 附解析
【中考真题】贵州省2024年中考语文真题试卷20分）积累与运用岁月铸就荣光，时间见证不凡。
zhuī①____溯历史，长征的画卷在奋进中舒展，红军像一条奋飞的红飘带，辗转于贵州。
贵州青年踊跃参军，从四渡赤水到强渡乌江，再到乌蒙山大迂回……一路chí②____骋，浴血奋战，视死如归。
那些可歌可泣．．．．的事迹，彰显了贵州高贵而刚劲的风骨！而今，时代的华章在砥砺中续篇，从西部大开发到脱贫攻坚，再到乡村振兴…贵州大地捷报．．频传。
贵州儿女kèshǒu③____初心，拼搏奋斗，迈着稳健的步伐，以昂扬的姿态传递出摧枯拉朽．．．．的力量。
思所从来，才能知所将往。
我们将赓续红色血脉，明确心中方向，以非凡的气概．．在新征程上乘风破浪，书写新时代的壮丽篇章。
1．请根据上面文段的语境和拼音，用楷体字写出横线处的字词。
2．上面文段中加点词语使用不恰当的一项是（）A．可歌可泣B．捷报C．摧枯拉朽D．气概3．根据所给信息默写相应内容。
（1）老骥伏枥，；烈士暮年，壮心不已。
（曹操《龟虽寿》）（2），后不见来者。
（陈子昂《登幽州台歌》）（3）醉翁之意不在酒，。
（欧阳修《醉翁亭记》）（4）……五十弦翻塞外声，。
（辛弃疾《破阵子·为陈同甫赋壮词以寄之》）（5）无限，谁言天地宽。
（夏完淳《别云间》）（6）一个人能力有大小，但只要有这点精神，就是一个的人……（毛泽东《纪念白求恩》）（7）《饮酒（其五）》中，描写黄昏时分，群鸟归林的诗句是“，”。
（8）《木兰诗》中，概述战争旷日持久，战斗激烈悲壮的诗句是“，”。
4．下列文学、文化常识表述正确的一项是（）A．《庄子》一书是战国时期庄子的著作，《富贵不能淫》就选自其中。
B．桑梓，古时住宅旁常栽桑树、梓树，后人就用“桑梓”来指代家乡。
C．杨绛，作家、翻译家。
有代表作品《流浪地球》、译作《堂吉诃德》。
D．海伦·凯勒，英国女作家，教育家、慈善家，代表作有《变色龙》。
新一代重型运载火箭研制进展崩盘会造成严重后果
新一代重型运载火箭研制进展崩盘会造成所有风险迅速积聚叠加的严重后果第一节，长征五号火箭的研制机构必须理解外界对YF77发动机可靠性所表现出的忧虑当前主动进行YF77氢氧发动机的1000秒(乃至1500秒)的地面长程试车考核绝对是YF77发动机研制团队、长征五号火箭两总机构乃至中国航天科技公司管理层提前布局应对长征五号火箭未来可能出现发射失败事故的最重要手段，没有之一。
如果国家财政暂时无法提供YF77发动机进行1000秒地面长程试车考核的资金，中国航天科技公司那怕贷款、那怕卖地卖楼都必须自筹资金上马进行。
因为这将是未来免责自保的唯一有效手段。
长征五号火箭研制现在明显就是骑虎难下，但到今时今日也只有“顶硬上”了。
以当前的发展态势，YF77的研制团队、长征五号火箭的两总机构乃至中国航天科技公司的管理层都必须具有足够的政治敏感性与官场敏感性。
对于长征五号火箭当前的复飞而言，YF77氢氧发动机是否要做1000秒(乃至1500秒)的地面长程试车考核现在己经是一个事关长征5号研制项目生死存亡的最重要因素，没有之一。
因为只要YF77氢氧发动机成功地多次(5次以上)通过1000秒(乃至1500秒)的地面长程试车考核，末来长征五号火箭即使再次发生星箭俱毁的重大发射失败事故，国家与社会也不能够对YF77发动机的研制团队、长征五号火箭的两总机构乃至中国航天科技公司的管理层进行过多的指责。
因为他们都己经尽力了！与之相反，如果YF77氢氧发动机今次还是没有进行1000秒(乃至1500秒)的地面长程试车考核就匆匆忙忙复飞，未来长征五号火箭只要因为YF77发动机的故障再次出现星箭俱毁的重大发射失败。
“板子”百分之一百将会追究到YF77发动机的研制团队、长征五号火箭的两总机构乃至中国航天科技公司的管理层的身上。
一旦如此，后果将绝对不堪设想。
但只要YF77氢氧发动机成功地通过了1000秒（乃至1500秒）的地面长程试车考核，并在央视的新闻频道上公开进行播放了。
世界火箭发动机研制关键数据的综合统计列表
世界火箭发动机研制关键数据的综合统计列表第一，研制资金投资列表。
从公开资料上我们就可以大体得知这些数据：1，美国航天飞机研发成本55亿美元（尼克松1972年1月5日批准）。
另外根据互联网搜索到的零散数据分析，美国航天飞机研制工程到1980年为止，已经花费超过100亿美元。
而根据《美国航天飞机》一文的数据，航天飞机的总研制成本为124点43亿美元（历年研制经费总计算，未经折算，内包括头4次试飞的成本资金）。
2，苏联能源—暴风雪工程200亿卢布（当年卢布汇率比美元还贵，还值钱。
折价为美元时则高达230亿美元以上）。
3，欧洲阿里安五研发总成本70亿美元（仅火神发动机研制，1988年批复的10年期投资成本就达7点7亿美元，根据《火神发动机研制进展顺利》一文）。
欧洲阿里安五中期改进成本20亿美元（核心就是研制芬奇低温上面级）。
4，美国仅仅研制战神一火箭J2X低温上面级发动机，初始合同NASA授予洛克达因的投资就达12亿美元。
5，日本的H2、LE7、H2A、LE7A的研发成本在网络还无法找到。
但据早期文件，H2火箭总研制成本不足20亿美元。
6，J2氢氧发动机研制成本17亿美元（1995年币值，来自《美国新型号运载火箭发动机研制进展》一文）。
7，SSME氢氧发动机研制成本25亿美元（1995年币值，来自《美国新型号运载火箭发动机研制进展》一文）。
第二，全球主力火箭发动机的地面试车时间列表。
现在总结下与YF77同级别的发动机地面试车时间，由高到低：1，美国F1发动机累计试车时间250000秒（根据罗宇红的《F1A发动机和SSME展望》一文）；2，前苏联RD0120累计试车时间170000秒（国际会议文件）；1，前苏联的RD120煤油发动机累积试车时间139186秒（来自于《冰箭：关于液氧煤油发动机你应该知道的那些事》一文）。
4，美国SSME发动机累计试车时间110000秒（英文维基）；5，中国YF115煤油发动机累计试车时间（到2018年11月为止，六院宣传公布）100000秒。
3万余秒热试车70余项技术创新——我国120吨级液氧煤油发动机将装备新一代长征火箭
3万余秒热试车70余项技术创新——我国120吨级液氧煤
油发动机将装备新一代长征火箭
佚名
【期刊名称】《科技与生活》
【年(卷),期】2012(000)014
【摘要】科技这十年rn中国科技网讯“120吨级液氧煤油发动机的研制成功，是中国航天动力发展过程中的里程碑。
”、这是国家国防科工局副局长胡亚枫对我国新一代运载火箭发动机做出的评价。
5月底，该发动机项目研制通过国家国防科工局验收。
此项目由中国航天科技集团公司第六研究院（以下简称六院）承担。
自2000年9月立项，六院累计实施热试车3万余秒，突破了70余项关键技术，使我国继俄罗斯之后成为第二个掌握液氧煤油高压补燃循环液体火箭发动机核心技术的国家。
【总页数】1页(P244-244)
【正文语种】中文
【中图分类】F124.3
【相关文献】
1.120吨级液氧煤油发动机工艺验收试车成功 [J],
2.120吨级液氧煤油火箭发动机进入工程应用阶段 [J], 张美书
3.新一代运载火箭120t液氧煤油火箭发动机试车成功 [J], 黄久忠（摘）
4.120吨级液氧煤油发动机首次600s长程摇摆试车成功 [J], 尚辉
5.18吨级液氧煤油发动机总试车达3600秒 [J], 杭文
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中国18吨液氧煤油火箭发动机1500秒长程试车成功
2014年06月20日10:50来源：中国航天报作者：张鹏韦华
YF-100火箭发动机（资料图）
日前，由中国航天科技集团公司研制的18吨液氧煤油发动机单次1500秒长程热试车取得圆满成功，创18吨液氧煤油发动机连续工作时间和高工况持续时间历史最高值，产品经受住了数倍于额定工作时间的考验，可靠性得到进一步验证。
本次试车用发动机为新一代运载火箭二级发动机地面试验产品。
随着新一代运载火箭首飞的脚步越来越近，液氧煤油发动机通过高强度、临边界的多种状态地面试车考核，以充分验证发动机的可靠性，为型号首飞提供可靠的数据。
（张鹏韦华）。