液体火箭发动机再生冷却槽黏塑性分析
液态火箭发动机可靠性分析与优化研究
液态火箭发动机可靠性分析与优化研究作为航天领域中最基础、最关键的技术之一,火箭发动机一直是众多国家和企业探索研究的重点。
液态火箭发动机作为一种重要的航天推进体系,其可靠性一直是科学家和工程师们关注的焦点。
本文将对液态火箭发动机可靠性进行分析,并提出优化措施。
液态火箭发动机可靠性分析液态火箭发动机是指使用液态燃料和液氧进行推进的火箭发动机。
整个液态火箭发动机由两部分组成,即燃烧室和喷嘴。
燃烧室利用高温高压气体产生推进力,而喷嘴则将高温高压气体引出发动机,产生推力。
液态火箭发动机可靠性是指该发动机在规定的使用寿命内,在各种复杂作业环境下能否持续、稳定地提供所需的推力,并且不受任何异常故障影响。
而实现液态火箭发动机的高可靠性需要充分考虑以下因素:1. 材料选择。
发动机材料的选择必须具有高强度、高温、高压、耐腐蚀、耐热冲等特点。
2. 制造工艺要求。
发动机需要采用高精度、高质量的制造工艺,以保证各个零部件的精度和完整性。
3. 测试验证。
发动机在制造、组装完成后需要进行全面的测试验证,以确保发动机的各项指标、参数能够达到设计要求和安全规定。
4. 维护保养。
发动机在使用中需要进行定期维护保养,及时清除零部件的表面积垢和污染物,以保证性能不受损坏。
液态火箭发动机的易损部件主要包括液氧泵、液氢泵、燃烧室、喷嘴等部件。
在使用过程中,由于高温高压气体的冲击和腐蚀,易损部件的寿命和可靠性往往会出现问题。
因此,可以采取以下措施来提高液态火箭发动机的可靠性。
液态火箭发动机可靠性优化措施1. 优化液体火箭发动机的设计。
在设计阶段,必须充分考虑到各种因素的影响,确保发动机的结构和零部件能够在各种环境下长期稳定工作。
2. 采用先进的制造技术。
通过采用现代化的制造流程,如数控机床、3D打印等,可以保证零部件的精度和完整性。
3. 严格的测试验证。
在验收前必须进行严格的测试验证,以确保发动机能够安全、稳定的工作,并且各项性能指标均能达到设计要求。
液体火箭发动机再生冷却-(北航宇航学院火箭发动机热防护作业)
液体火箭发动机再生冷却文献综述报告(火箭发动机热防护作业)一、再生冷却简史[1]再生冷却的概念最先苏联人齐奥尔科夫斯基提出来。
齐奥尔科夫斯基的学生格卢什科为液体火箭发动机作了大量的理论与实验研究,并于1930—1931年研制了苏联第一台液体火箭发动机OPM-1,采用四氧化二氮和甲苯,以及液氧煤油推进。
采用再生冷却系统。
二、再生冷却的一般涵义[2]再生冷却是在液体火箭发动机上通用的一种冷却方法。
它利用推进剂中的一种组分或者可能是两种组分,在喷入燃烧室之前先通过推力室上的通道进行冷却。
再生冷却的优点是:没有性能损失(被冷却剂吸收的热能返回到喷注器),壁的型面基本上不随时间变化,其持续工作时间没有限制,而且结构较轻。
其缺点是:对绝大部分冷却剂使节流受到限制,对一些冷却剂(如肼)降低了可靠性,在高热流下需要高的压降,推力量级,混合比或喷管面积比可能受到最大容许冷却剂温度的限制。
三、再生冷却的计算模型1、总论再生冷却推力室的传热可以通过隔着多层隔层的二股运动着的流体间的传热来描述。
如图1所示。
由燃气通过包括金属室壁在内的隔层到冷却液的一般稳态传热关系式可以用下式表示:图1 冷却系统的温度分布简图()()gc aw wg wg wc k h T T q T T t ⎛⎫-==- ⎪⎝⎭(1) ()()h T T h T T aw wg wc co gc c-=- (2) ()()h T T H T T aw wg aw co gc -=- (3) 111H t h k h gc c=++ (4) 式中 q ----热流,()2Btu in sgc h ----燃气侧总热导率,()2Btu in s F ,没有沉积物时,gc g h h = c h ------冷却剂侧传热系数,()2Btuin s F k ------室壁的热导率,()2Btuin s F t ------室壁厚度 inaw T -----燃气绝热壁温,R wg T -----燃气侧壁温,R wc T ----冷却剂侧壁温,Rco T -----冷却剂体积温度,RH -----总传热系数,()2Btu in s F冷却剂从冷却通道进入到离开,其体积温度增高,它是所吸收热量和冷却剂流量的函数。
液体火箭发动机液膜冷却研究综述
液体火箭发动机液膜冷却研究综述
周红玲;杨成虎;刘犇
【期刊名称】《载人航天》
【年(卷),期】2012(018)004
【摘要】液膜冷却对降低燃烧室和喷注器头部温度有显著作用,而且通道结构比较简单,因此在载人航天液体推进系统用姿轨控发动机中得到了广泛应用。
液膜冷却的传热过程主要包括对流传热和沸腾传热两种形式,传质过程主要包括液膜的蒸发和中心主气流对液膜的携带。
对液膜冷却过程的研究工作进行了综述,讨论了液膜冷却的异常升温现象和发生机理。
【总页数】6页(P8-13)
【作者】周红玲;杨成虎;刘犇
【作者单位】国防科学技术大学航天与材料工程学院,长沙410073 上海空间推进研究所,上海200233;上海空间推进研究所,上海200233;上海空间推进研究所,上海200233
【正文语种】中文
【中图分类】V434.14
【相关文献】
1.液体火箭发动机燃烧室液膜冷却数值研究 [J], 张宏伟;陶文铨;何雅玲;丰镇平
2.小推力液体火箭发动机沉降型液膜冷却液膜长度研究 [J], 兖立文;许坤梅;王慧洁
3.基于有限元方法的液体火箭发动机主动冷却技术研究 [J], 安国琛;李仁俊;臧月进;
李凌黎
4.液体火箭发动机液膜冷却研究综述 [J], 唐亮; 李平; 周立新
5.俄罗斯氧化剂液膜冷却液体火箭发动机在喷气公司进行了热试车 [J], 张兴波因版权原因,仅展示原文概要,查看原文内容请购买。
面向液体火箭发动机再生冷却的微小通道相变传热过程
再生冷却系统设计
热交换器设计
热交换器是再生冷却系统 的核心部件,其设计需要 考虑传热效率、冷却剂流 量、通道结构等因素。
微小通道设计
微小通道是热交换器的关 键部件,其设计需要考虑 通道尺寸、形状、材料等 因素。
冷却剂选择
冷却剂的选择需要考虑其 传热性能、物理性质、化 学性质等因素。
再生冷却性能分析
相变传热在液体火箭发动机再生冷却中的应用前景
相变传热具有高效、稳定和可持续的特点,为液体火箭发动机再生冷却技术的发展提供 了新的方向。
研究现状与发展
国内外研究现状
介绍国内外在液体火箭发动机再 生冷却技术、微小通道传热技术 以及相变传热技术方面的研究现 状和成果。
技术发展趋势
阐述液体火箭发动机再生冷却技 术的发展趋势,以及微小通道相 变传热技术在航天工程领域的应 用前景。
05
微小通道内相变传热性能优化
微小通道结构优化
通道形状优化
01
采用具有高热导率和强化传热表面的通道形状,如矩形、三角
形、半圆形等。
通道尺寸优化
02
根据传热需求和加工能力,合理选择通道尺寸,以提高传热效
率。
通道结构改进
03
采用多通道结构、交错通道结构等,以增加传热面积和减小热
阻。
相变材料改性研究
材料选择
选用具有高热容、高导热系数和适宜相变温度的相变材料,如石 蜡、脂肪酸等。
材料改性
通过添加纳米增强剂、表面活性剂等,改善相变材料的热物理性 质和润湿性。
材料复合
将不同相变材料进行复合,以实现宽温域、高潜热和优良导热性 能。
强化相变传热技术
表面强化
采用表面涂层、表面微结构化等技术,提高相变材料的表面能,促 进液滴在表面的铺展和汽化。
液体火箭发动机再生冷却-(北航宇航学院火箭发动机热防护作业)
液体火箭发动机再生冷却-(北航宇航学院火箭发动机热防护作业)液体火箭发动机再生冷却文献综述报告(火箭发动机热防护作业)一、再生冷却简史[1]再生冷却的概念最先苏联人齐奥尔科夫斯基提出来。
齐奥尔科夫斯基的学生格卢什科为液体火箭发动机作了大量的理论与实验研究,并于1930—1931年研制了苏联第一台液体火箭发动机OPM-1,采用四氧化二氮和甲苯,以及液氧煤油推进。
采用再生冷却系统。
二、再生冷却的一般涵义[2]再生冷却是在液体火箭发动机上通用的一种冷却方法。
它利用推进剂中的一种组分或者可能是两种组分,在喷入燃烧室之前先通过推力室上的通道进行冷却。
再生冷却的优点是:没有性能损失(被冷却剂吸收的热能返回到喷注器),壁的型面基本上不随时间变化,其持续工作时间没有限制,而且结构较轻。
其缺点是:对绝大部分冷却剂使节流受到限制,对一些冷却剂(如肼)降低了可靠性,在高热流下需要高的压降,推力量级,混合比或喷管面积比可能受到最大容许冷却剂温度的限制。
三、再生冷却的计算模型1、总论再生冷却推力室的传热可以通过隔着多层隔层的二股运动着的流体间的传热来描述。
如图1所示。
由燃气通过包括金属室壁在内的隔层到冷却液的一般稳态传热关系式可以用下式表示:图 1 冷却系统的温()()gc aw wg wg wc k h T T q T T t ⎛⎫-==- ⎪⎝⎭(1) ()()h T T h T T aw wg wc co gc c-=- (2) ()()h T T H T T aw wg aw co gc -=- (3) 111H t h k h gc c=++ (4) 式中 q ----热流,()2Btu in s ggc h ----燃气侧总热导率,()2Btu in s F o g g ,没有沉积物时,gc g h h = c h ------冷却剂侧传热系数,()2Btuin s F o g g k ------室壁的热导率,()2Btuin s F o g g t ------室壁厚度 inaw T -----燃气绝热壁温,R o wg T -----燃气侧壁温,R owc T ----冷却剂侧壁温,R oco T -----冷却剂体积温度,R o H -----总传热系数,()2Btu in s F o g g冷却剂从冷却通道进入到离开,其体积温度增高,它是所吸收热量和冷却剂流量的函数。
三维数值模拟再生冷却喷管的换热
三维数值模拟再生冷却喷管的换热
李军伟;刘宇
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2005(26)2
【摘要】为了解液体火箭发动机喷管再生冷却的换热特点, 采用数值模拟的方法, 对内喷管燃气、壁面和冷却液建立不同的三维控制方程, 进行流动和传热的耦合计算。
在计算中, 假定喷管流动为冻结流动, 考虑燃气向壁面的对流换热和辐射换热; 采用二阶迎风格式离散控制方程, 采用DO模型离散求解辐射换热方程, 水蒸气的吸收系数根据Leckner公式计算。
计算模型采用缩比热试车发动机, 数值计算结果与实验结果吻合较好, 较准确地模拟出了喷管的壁面热流密度, 得到了喷管燃气和冷却液的流场和温度场, 对高压再生冷却喷管的设计具有指导意义。
【总页数】5页(P111-115)
【关键词】液体推进剂火箭发动机;喷管;再生冷却;温度分布
【作者】李军伟;刘宇
【作者单位】北京航空航天大学宇航学院
【正文语种】中文
【中图分类】V434.14
【相关文献】
1.矩肋强化换热通道中三维湍流流动与换热特性的数值模拟 [J], 苑中显
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火箭行业火箭发动机研发方案
火箭行业火箭发动机研发方案第1章研究背景与意义 (3)1.1 火箭发动机发展概述 (3)1.2 研究目的与意义 (3)第2章火箭发动机类型及选型依据 (4)2.1 火箭发动机类型介绍 (4)2.2 火箭发动机选型依据 (4)2.3 选型结果分析 (5)第3章研发团队与资源配置 (5)3.1 研发团队组织结构 (5)3.1.1 项目管理层 (5)3.1.2 技术研发层 (5)3.1.3 支持部门 (5)3.2 人力资源配置 (5)3.2.1 人员数量 (5)3.2.2 人员素质 (6)3.3 设备与经费预算 (6)3.3.1 设备预算 (6)3.3.2 经费预算 (6)第4章火箭发动机研发关键技术及难点分析 (6)4.1 火箭发动机关键技术 (6)4.1.1 燃烧稳定性技术 (6)4.1.2 推力矢量控制技术 (7)4.1.3 高温材料技术 (7)4.1.4 高效冷却技术 (7)4.1.5 燃料与氧化剂选择及储存技术 (7)4.2 技术难点分析 (7)4.2.1 燃烧稳定性控制 (7)4.2.2 推力矢量控制精度 (7)4.2.3 高温材料研发与应用 (7)4.2.4 冷却技术的优化 (7)4.2.5 燃料与氧化剂储存技术 (7)4.3 解决方案探讨 (8)4.3.1 燃烧稳定性技术 (8)4.3.2 推力矢量控制技术 (8)4.3.3 高温材料技术 (8)4.3.4 高效冷却技术 (8)4.3.5 燃料与氧化剂储存技术 (8)第5章燃料与氧化剂的选择与优化 (8)5.1 燃料与氧化剂种类及特性 (8)5.1.1 燃料种类及特性 (8)5.1.2 氧化剂种类及特性 (8)5.2.1 燃烧功能 (8)5.2.2 热力学功能 (9)5.2.3 储存和运输功能 (9)5.2.4 成本和可获得性 (9)5.3 燃料与氧化剂组合方案 (9)5.3.1 液氢/液氧组合 (9)5.3.2 煤油/液氧组合 (9)5.3.3 液态甲烷/液氧组合 (9)5.3.4 过氧化氢/煤油组合 (9)5.3.5 硝酸/煤油组合 (9)第6章火箭发动机设计与仿真 (9)6.1 设计理论与方法 (10)6.2 参数设计与优化 (10)6.3 仿真分析与验证 (10)第7章火箭发动机制造与装配 (10)7.1 制造工艺与材料 (10)7.1.1 制造工艺 (10)7.1.2 材料选择 (11)7.2 装配精度与质量控制 (11)7.2.1 装配精度 (11)7.2.2 质量控制 (11)7.3 制造与装配过程中的问题及解决方案 (11)7.3.1 制造过程中的问题及解决方案 (11)7.3.2 装配过程中的问题及解决方案 (12)第8章火箭发动机试验与测试 (12)8.1 试验目的与要求 (12)8.1.1 试验目的 (12)8.1.2 试验要求 (12)8.2 测试设备与方案 (12)8.2.1 测试设备 (12)8.2.2 测试方案 (12)8.3 数据处理与分析 (13)8.3.1 数据处理 (13)8.3.2 数据分析 (13)第9章火箭发动机功能评估与优化 (13)9.1 功能指标体系 (13)9.1.1 推力功能指标 (13)9.1.2 燃烧效率指标 (13)9.1.3 结构与可靠性指标 (13)9.1.4 可维护性指标 (14)9.1.5 环境适应性指标 (14)9.2 评估方法与流程 (14)9.2.1 评估方法 (14)9.3 功能优化方案 (14)9.3.1 推力功能优化 (14)9.3.2 燃烧效率优化 (14)9.3.3 结构与可靠性优化 (15)9.3.4 可维护性优化 (15)9.3.5 环境适应性优化 (15)第10章研发成果转化与市场推广 (15)10.1 研发成果总结 (15)10.2 技术转化与产业化 (15)10.2.1 技术转化 (15)10.2.2 产业化 (15)10.3 市场分析与推广策略 (16)10.3.1 市场分析 (16)10.3.2 推广策略 (16)第1章研究背景与意义1.1 火箭发动机发展概述火箭发动机作为航天飞行器推进系统的核心部分,其技术水平直接关系到火箭功能和航天任务的成败。
重复使用火箭发动机推力室疲劳寿命研究进展
重复使用火箭发动机推力室疲劳寿命研究进展
张凭;李斌;高玉闪;霍世慧;王振
【期刊名称】《火箭推进》
【年(卷),期】2024(50)1
【摘要】再生冷却推力室内壁的热-机械疲劳失效严重影响重复使用液体火箭发动机的可靠性和使用寿命,疲劳分析在内壁损伤机理研究、寿命预测和结构优化设计中具有重要作用。
简要回顾了推力室再生冷却结构热-机械疲劳分析方法的发展历程,重点围绕材料本构关系、热-力响应计算和疲劳寿命模型,对比梳理已有方法,讨论其特点及应用。
基于研究进展与工程需求,从全服役周期瞬态载荷环境、材料本构关系、热-机械损伤模型及验证、基体与涂/镀层耦合失效分析和基于有限数据的工程方法等方面给出了进一步研究的方向和建议。
【总页数】17页(P12-27)
【作者】张凭;李斌;高玉闪;霍世慧;王振
【作者单位】西安航天动力研究所航天液体动力全国重点实验室;航天推进技术研究院
【正文语种】中文
【中图分类】V434.3
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1.液体火箭发动机推力室喉部结构热疲劳寿命预估研究
2.陶瓷基复合材料火箭发动机推力室研究进展
3.可重复使用液体火箭发动机设计参数对推力室身部棘轮应变
的影响4.双组元液体火箭发动机推力室材料研究进展5.再生冷却推力室热机疲劳寿命预测研究
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液体火箭发动机先进制造技术研究及展望
涡轮泵是一种由燃料泵、氧化剂泵和涡轮组合设计在 一起的同轴高速旋转的组合件,其结构复杂程度较高 。 [2-4] 为了适应流体力学性能、轴系转动零件轮廓尺寸变化、不 同工作内腔之间密封结构安装以及结构减重等多方面需要, 涡轮泵壳体外形和内腔结构设计十分复杂。所以涡轮泵壳
设计 与 研 究
5
体铸件对材料力学性能、尺寸精度、金属致密性以及结构 密封性提出了一系列严格要求,需要在铸造过程中给予全 面保证。 1.3 特种制造技术占有重要地位
液体火箭发动机主要功能是为运载火箭和各种飞行器 提供动力。一种新型发动机的研制,必须解决设计、材料、 制造和试验测试等一系列技术问题。其中,制造技术占有 非常重要的地位,它是一项涉及技术相当广泛的工作,既 包含了传统铸造、锻造、钣金、切削加工、热处理、表面 处理、焊接以及装配等技术,又包含了电火花加工、激光 加工、电子束加工、离子束加工、超声加工、超塑成形和 特殊功能涂层等新工艺技术,另外还涉及到尺寸测量、材 料性能检测、结构强度、气密性以及无损检测等多种类别 检测和试验。
铸造是指金属在液态下成形凝固后得到铸件的一种工 艺方法。铸造技术最突出的一个特点就是成形适应性好, 能制造出形状复杂的毛坯和零件。涡轮泵是液体火箭发动 机的重要组件,为了满足发动机性能和轻质化要求,在发 动机工作压力不太高情况下,燃料泵、氧化泵壳体采用铝 合金材料。由于零件对接面多、空腔多、壁厚变化大且几 何形状复杂,所以在此基础上进行热处理、无损检测、切 削加工、强度和气密性检查和表面处理,可以得到符合要 求的产品。
液体火箭发动机液膜冷却研究综述
o-28 o 8
图 1 多孔 渗 透 导 入 冷 却 剂
尸 X r 』( r z L 3 ,r 咯 j ) l
x
Cp 0 / L 26 0.
式中 , 为动力黏度 ; A为传热面积 ;r P 为普 朗特数 ; 日为总焓 ; 为无量纲修正系数 ; 为液膜下游长度 ; O r
对液膜 冷却过 程的研 究工作进行 了综述 ,讨论 了液膜冷却 的异 常升 温现 象和发 生机理 。
关键 词 液体 火箭发 动机 ;液 膜冷却 ;传 热 ;传 质
中图分类号 :V 3+4 文献标识码 :A 文章编号 :17- 85 ( 1)0-0 80 4 41 . 645 2 2 2 4- 0- 6 0 - 0
然气膜冷却也是液膜冷却的一个阶段 ,由于气膜冷 却本身 已经有专门的研究 ,因此本文对液膜冷却下
游 的气膜 冷却 阶段 不做介 绍 。
发动机通常需要采用液膜冷却方式 。 液膜冷却作为一种常用的冷却方法 ,可以有效
降低 中心 热气 流传 递 到室 壁 的热流 ,在 维持 室 壁温 度 的 同时减小 了室壁 热应 力 ;在壁 面形 成 的非 氧化 性气 膜保 护 室壁不 受 高温 热气 流 的浸蚀 ;液膜 完全
1引 言
几乎 所有 的火 箭发 动机 都 面临着 推 进剂 能 量剧 烈释 放产 生 的高 温 问题 ,为 了保护 发动 机 和其 他 系
最低 , 2 纪 5 从 0世 0年代起 , 界对 液 膜 冷却 进行 了 业 大量 的研究 ,主要 包括 液膜 的形 成过 程及 液 膜冷 却
中的传热、 传质现象研究 。 由于液膜冷却过程非常复
摘 要 液膜Βιβλιοθήκη 却对降低燃烧室和喷注器头部温度有显著作用,而且通道结构比较简单,
再生冷却式液体火箭发动机推力室设计CAD技术研究
西北工业大学硕士学位论文再生冷却式液体火箭发动机推力室设计CAD技姓名:***申请学位级别:硕士专业:航空宇航推进理论与工程指导教师:***20050301两北工业大学硕士学位论文第一章系统组成图2.2软件文件系统2.2系统工作流程根据实际工程研发的基本流程和习惯,本软件确定了与之相适应的工作流程,即:”开始一个工程一>确定目标一>部件设计一>经过多次改进、修改设计甚至修改目标参数一>最终达到一个可行的设计目标”一一这样一个设计流程。
具体而言可以分为以下流程步骤:(1)首先进入本软件系统,jf始一个新的设计工程;(2)再进入软件的环境参数设置和总体技战术要求设置模块,确定设计环境和总体技战术目标;(3)根据总体目标的要求,确定各个部件的主要技术参数,作为部件设计的基本出发点,然后进入相应的设计模块,进行相应部件的设计:(4)部件设计完成后,要及时检验设计是否满足部件的技术参数要求,如果不满足则要重新进行设计,或者改变原技术要求,即回到步骤(3);(5)如果部件设计已经满足要求,则需要根据各个部件之间的基本接口进行连接件和其他附属部件的设计:(6)部件设计全面完成后,要进行发动机系统的总体性能的分析计算,如果满足要求则以文件或报表的形式输出设汁结果;如果不满足总体技术要求,则整个流程需要回到(2),重新进行设计,并依次重复(3)~(6)的各西北T业大学硕士学位论文第二章系统组成提供了一个统一、明晰的环境,便于用户管理和开展设计工作。
图2.4系统环境参数设置界面2.3.2总体技术参数设定液体火箭发动机推力室的设计,受到工程大系统需求、任务参数以及飞行器总体设计的强烈影响。
这就首先需要总体部门给定发动机总体的技战术性能要求、应用范围、边界条件以及其他特殊要求等,包括:l、代号及用途2、有效载荷3、速度增量要求4、几何尺寸界限5、加速度要求、6、推进剂选择7、工作高度8、设计推力9、设计比冲lO、燃烧室压强1I、混合比12、工作时捌等等。
氢氧推力室再生冷却内壁故障分析
氢氧推力室再生冷却内壁故障分析
栾叶君;孙纪国;田昌义;尘军
【期刊名称】《火箭推进》
【年(卷),期】2006(032)005
【摘要】对某氢氧火箭发动机在热试车后推力室再生冷却通道内壁产生裂纹的故障建立了理论分析模型,并进行了温度场与应力场的耦合计算分析.分析认为,推力室内壁在连续的发动机热试车中出现故障的机理为较大的热载荷和机械载荷的组合促使推力室内壁的组合应力超过当地的屈服极限,产生较大的塑性变形所致.采用改善冷却通道的结构形式、燃烧室内壁采用适当厚度的隔热镀层、降低推力室内壁应力比R等措施可以提高再生冷却推力室的热循环寿命.
【总页数】5页(P17-21)
【作者】栾叶君;孙纪国;田昌义;尘军
【作者单位】北京航天动力研究所,北京,100076;北京航天动力研究所,北
京,100076;北京航天动力研究所,北京,100076;北京航天动力研究所,北京,100076【正文语种】中文
【中图分类】V434
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1.运载火箭氢氧发动机推力室内壁用铜合金材料研究进展 [J], 邹鹤飞;徐坤和;张芹梅;李雪飞;魏凯
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彬
3.深宽比对氢氧推力室冷却通道传热特性的影响 [J], 王珏;王仙;王召;许晓勇
4.氢氧推力室内壁用铜合金疲劳及蠕变性能研究 [J], 丁兆波;王珏
5.冷却剂不同流动方式对膨胀循环推力室再生冷却换热的影响 [J], 韩非;刘宇因版权原因,仅展示原文概要,查看原文内容请购买。
液体火箭发动机故障诊断中的特征提取
液体火箭发动机故障诊断中的特征提取
刘冰;张育林
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】1997(18)6
【摘要】对液体火箭发动机故障的原始特征进行特征提取和选择,以使所建立的故障标准模式由少数几个新特征给予有效的表达。
比较了不同原始特征分布矩阵对特征提取结果有效性的影响,并对采用新特征来代表各种故障的效果进行了检验,结果同采用原始特征的效果很接近。
【总页数】5页(P1-4)
【关键词】液体推进剂;火箭发动机;发动机故障;故障诊断
【作者】刘冰;张育林
【作者单位】国防科技大学航天技术系
【正文语种】中文
【中图分类】V430;V434
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1.独立分量分析在液体火箭发动机故障诊断中的应用 [J], 高鸣;任海峰;胡小平;吴建军
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3.贝叶斯分类器在液体火箭发动机故障诊断中的应用 [J], 李京浩;胡小平;韩泉东
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5.模态区间在液体火箭发动机故障诊断中的应用 [J], 樊久铭;王秋生;邹经湘;申研;张旻澍
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重复使用液体火箭发动机原位无损检测技术应用及展望
重复使用液体火箭发动机原位无损检测技术应用及展望武晓欣;贾洁羽;邢理想;朱安冬;宋澄
【期刊名称】《火箭推进》
【年(卷),期】2024(50)1
【摘要】重复使用航天运载器是国家战略科技的前沿,研制可重复使用液体火箭发动机成为这一趋势下的迫切需求。
火箭返回后发动机是全箭重点检测和维护对象,通过无损检测技术手段在发动机原位状态下获得结构健康状态信息,快速判断产品寿命是否满足再次使用要求,对提高液体火箭发动机重复使用可靠性至关重要。
综述了当前应用于航空航天领域的无损检测技术,对其在液体火箭发动机中的适用性进行了评估和分析。
结合液体火箭发动机特点和重复使用无损检测应用场景,超声检测、数字图像测量、羽流光谱和快响应动态传感器等技术亟需开展研究,同时应开发自动化、智能化专用检测设备,形成快速使用维护处理与检测系统,实现液体火箭发动机便携高效、缺陷可视化和定量化等检测能力。
【总页数】11页(P46-56)
【作者】武晓欣;贾洁羽;邢理想;朱安冬;宋澄
【作者单位】西北工业大学;西安航天动力研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V43
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1.固体火箭发动机无损检测和无损评价技术的现状
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液体火箭发动机再生冷却槽黏塑性分析
作者:杨进慧陈涛金平蔡国飙
来源:《计算机辅助工程》2013年第03期
摘要:采用Robinson黏塑性模型,利用渐近积分法结合大型有限元程序Marc完成液体火箭发动机再生冷却槽的热结构耦合分析.经验证,Robinson黏塑性模型能够很好地模拟内壁材料NARloy-Z高温时的拉伸特性,且在循环载荷下迟滞回环曲线与试验结果符合良好.冷却槽关键点应力分析明确阐释在不同工作阶段内外壁由于材料属性、工况不同导致的应力制约关系;残余应变分析清晰再现冷却槽“狗窝”失效模式及变形情况,同时为定量计算其损伤累积及剩余寿命提供坚实基础.
关键词:再生冷却槽;黏塑性分析;热结构;失效
中图分类号:V434.1文献标志码:B
0引言
液体火箭发动机推力室再生冷却槽两侧极大的温度梯度和压力梯度导致内壁在工作过程中产生很大的塑性变形,随着循环次数的增多,内壁逐渐变形减薄并向燃气侧凸起最后断裂,形成“狗窝”失效破坏[1-2],准确分析上述热力循环载荷下内壁的结构失效过程是推力室失效模式分析及寿命预估的基础.
美国Lewis研究中心设计开展了多种关于再生冷却推力室的试验,首次提出“狗窝”失效模式,试验结果表明,非弹性应变的累积是推力室内壁失效的主要原因[3];考虑推到力室工作过程中的高温环境,美国格兰研究中心(GRC)应用有限元方法结合Robinson和Freed等黏塑性统一本构方程分析推力室内壁的非线性响应,结果表明采用黏塑性模型进行结构分析能够更精确地预估推力室寿命[4];其中,Robinson模型能够很好地模拟在不同应力状态和高温下合金的回弹效应,即在硬化阶段后恢复到相应的软化状态,该效应对蠕变失效有至关重要的作用[5].本文采用Robinson黏塑性模型,利用渐近积分法结合大型有限元程序Marc对液体火箭发动机再生冷却槽进行热结构耦合分析,旨在模拟其在工作过程中的变形情况及失效模式,进行详细的温度场及结构场分析,为进一步的损伤计算及寿命预估提供数据基础.
1数学物理模型
本文采用NASA Lewis研究所试验机作为液体火箭发动机再生冷却槽结构分析的计算算例,对其进行热结构耦合分析.典型的液体火箭发动机推力室壁面结构模型见图1,其外壳材料为镍基合金,衬层材料为铜合金NARloy-Z.
综上所述,Robinson黏塑性模型能够很好地描述冷却槽的失效模式及变形情况.3结论
首先验证Robinson黏塑性模型在有限元分析应用的正确性,然后对液体火箭发动机再生
冷却槽进行热结构耦合分析,结果表明:
Robinson黏塑性模型能够很好地模拟NARloy-Z高温时的拉伸特性,且在循环载荷下迟滞回环曲线与试验结果符合良好;
再生冷却槽Robinson黏塑性结构分析分别给出各关键点在发动机工作过程中的应力变化
情况,明确阐释在不同工作阶段内外壁由于材料属性、工况不同导致的应力制约关系;
Robinson黏塑性模型热结构耦合计算可以很好地描述再生冷却槽“狗窝”失效模式及变形情况,同时为定量计算其损伤累积及剩余寿命打下坚实基础.
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