小推力姿_轨控液体火箭发动机材料的研究进展[1]
甲烷的处理思路及论证
甲烷及其废气的处理（接宦宦的）经多级干燥处理后得到纯净的甲烷气体。
对该气体混合物的处理可采取的处理方案有三种。
第一种是将所有气体通过座舱压力调节器排放到舱外空间。
第二种是将甲烷分离，利用输气管道输送至推进系统，作为小推力液体火箭发动机的燃料，完成航天器轨道控制、姿态控制、交会对接以及空间着陆等任务。
第三种是将甲烷进行裂化处理，通过催化剂生成固体碳和氢气，此时产生的氢气可回收利用，从而使反应形成一个闭环。
考虑到对反应产物进行充分利用及国内近几年对小推力液体火箭发动机及液氧/甲烷无毒推进剂的研究，我们采用第二种方式，即将纯净的甲烷利用输气管道输送至贮存装置，作为小推力液体火箭发动机的燃料。
排出的气体中主要含有未反应的二氧化碳和氢气。
二氧化碳采用分子筛等方法进行处理，而氢气直至得到较为纯净的甲烷。
下面论证此方法的可行性。
首先介绍小推力液体火箭发动机。
小推力液体火箭发动机在各种空间飞行器上有着非常广泛的应用，例如卫星、航天飞机，多级运载器上面级、动能拦截器、飞船等，主要完成轨道控制、姿态控制、交会对接以及空间着陆等任务。
这类发动机的特点是推力量级较小，对于小推力发动机推力范围的定义，一般认为，此类发动机的推力范围在0.01N～2000N。
同时，这类发动机还需具备多次启动，脉冲次数高；累计寿命长，在轨运行时间长；可靠性高，具备一定变推力能力；响应时间短的能力。
一般采用系统简单的挤压式燃料供应系统和较低的燃烧室压力（一般 0.7MPa～1.0MPa）。
针对长时间在轨运行任务，可持续产生的甲烷无疑减轻了发送时需携带大量甲烷燃料以及长期在轨运行时燃料的补给问题。
本方法可在航天器在轨运行时可为动力系统持续提供燃料，从而助力航天器实现轨道姿态控制等需要较小推力的任务。
采用此种方法时我们所需要解决的问题是甲烷的贮存和输送问题（假设航天器已配备可靠且性能优良的小推力液氧/甲烷发动机，此发动机需满足的条件和设计要求在此不再详述）。
膏体推进剂脉冲火箭发动机新方案的理论和实验研究
“膏体推进剂脉冲火箭发动机新方案的理论和实验研究（集锦）”嘿，各位科技探险家们，今天咱们要聊的可不是一个简单的项目，而是关于未来航天领域的突破性技术——膏体推进剂脉冲火箭发动机。
别看这名字听起来有点复杂，其实它里面的奥秘和创意，咱们这就一探究竟。
咱们得明白，火箭发动机是航天器的动力源泉。
传统的火箭推进剂虽然已经很成熟，但总有改进的空间。
膏体推进剂，听着是不是有点耳熟？没错，它就是介于固体和液体推进剂之间的新型材料。
这东西的好处就在于，它既有固体推进剂的稳定性，又有液体推进剂的灵活性和可控性。
一、理论构想那么，我们的新方案从哪里出发呢？是理论构想。
我们设想，通过膏体推进剂的脉冲式喷射，来实现更高效、更稳定的火箭推进。
这个理论的核心，就是“脉冲”。
咱们不像传统火箭那样持续燃烧，而是通过精确控制推进剂的喷射频率和强度，来实现高效推进。
具体来说，我们设计了一种新型的膏体推进剂，这种推进剂在燃烧过程中会产生大量的气体，从而形成脉冲式的喷射。
这样一来，火箭的推力就可以在短时间内迅速增加，然后再迅速降低，形成一个连续的脉冲推力。
二、实验研究有了理论，当然得验证一下。
我们团队的实验研究，主要集中在两个方面：推进剂的性能测试和脉冲火箭发动机的模拟试验。
在推进剂性能测试方面，我们对膏体推进剂的燃烧特性进行了深入研究。
通过一系列的实验，我们发现这种推进剂的燃烧速度和燃烧效率都相当不错。
更重要的是，它的燃烧过程非常稳定，不容易产生爆炸等危险情况。
我们进行了脉冲火箭发动机的模拟试验。
这个试验的目的是验证我们的理论构想是否可行。
通过模拟，我们发现，当推进剂的喷射频率和强度达到一定的数值时，火箭的推力确实可以实现脉冲式的变化。
而且，这种变化非常稳定，不会对火箭的飞行轨迹造成太大影响。
三、创新点1.新型膏体推进剂的设计。
这种推进剂既有固体推进剂的稳定性，又有液体推进剂的灵活性和可控性。
2.脉冲式喷射技术的引入。
通过脉冲式喷射，实现了火箭推力的快速变化，提高了推进效率。
轨姿控液体火箭发动机水击仿真模拟
轨姿控液体火箭发动机水击仿真模拟张峥岳;康乃全【摘要】Taking the liquid rocket engine of orbit and attitude control system as the study object, an emulator was established with AMESim according to the modular modeling idea. The simulation computation of water hammer pressure in the pipeline while the engine system was working was per- formed. The results show that the running of orbit control engine is a major factor creating high water hammer. The compared result of theoretical calculation and test data indicate that the simulation mod- els can give reasonable descriptions for generative process of water hammer. The measure to reduce the amount of water hammer is introduced.%以轨姿控液体火箭发动机为研究对象，根据模块化思想，利用AMESim建立了仿真平台，仿真计算了发动机系统工作中管路的水击压力。
结果表明：轨控发动机的工作是引起大水击的主要因素。
通过与理论计算和试验数据的对比表明，仿真模型较好地描述了管路水击的生成过程。
介绍了减小系统水击量的措施。
【期刊名称】《火箭推进》【年(卷),期】2012(038)003【总页数】5页(P12-16)【关键词】轨姿控液体火箭发动机;水击;仿真;AMESim【作者】张峥岳;康乃全【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【正文语种】中文【中图分类】V434-340 引言轨姿控液体火箭发动机已广泛应用于空间飞行器之中，其主要作用是轨道控制、姿态控制、航天器的对接和交会等。
液体火箭发动机综述
液体⽕箭发动机综述液体⽕箭发动机发展现状及发展趋势概述摘要：介绍了液体⽕箭发动机的优缺点、⼯作原理，总结了⼤推⼒和⼩推⼒发动机的国内外发展现状，提出了未来液体⽕箭发动机的发展⽅向。
关键词：液体⽕箭发动机，推进系统，发展现状，发展趋势1 引⾔液体⽕箭发动机作为⽬前最为成熟的推进系统之⼀，具有诸多独特的优势，仍然是各国努⼒发展的主⼒推进系统，并且在⼤推⼒和⼩推⼒⽅⾯都取得了诸多成果，本⽂将美国、俄罗斯、欧洲、⽇本、中国等国家的发展状况进⾏了综述，⽬前美国仍然在⼤多数推进系统⽅⾯领先世界，俄罗斯则继续保持液体推进特别是⼤推⼒液体⽕箭⽅⾯的领先地位，欧盟和⽇本在追赶美国的技术⽔平，以中国为代表的第三世界国家也开始在液体推进领域同传统强国展开竞争。
2 定义与分类液体⽕箭发动机（Liquid Rocket Motor）是指液体推进剂⽕箭发动机，即使⽤液态化学物质作为能源和⼯质的化学⽕箭推进系统。
按照推进剂供应系统，可以分为挤压式和泵压式；按照推进剂组元可分为单组元、双组元、三组元；按照功能分，⼀类⽤于航天运载器和弹道导弹，包括主发动机、助推发动机、芯级发动机、上⾯级发动机、游动发动机等，另⼀类⽤于航天器主推进和辅助推进，包括远地点发动机、轨道机动发动机、姿态控制和轨道控制发动机等。
3 ⼯作原理液体⽕箭发动机⼯作时（以双组元泵压式液体⽕箭发动机为例），推进剂和燃料分别从储箱中被挤出，经由推进剂输送管道进⼊推⼒室。
推进剂通过推⼒室头部喷注器混合雾化，形成细⼩液滴，被燃烧室中的⽕焰加热⽓化并剧烈燃烧，在燃烧室中变成⾼温⾼压燃⽓。
燃⽓经过喷管被加速成超声速⽓流向后喷出，产⽣作⽤在发动机上的推⼒，推动⽕箭前进。
泵压式供应系统挤压式供应系统4 主要优缺点：同固体⽕箭发动机相⽐，液体⽕箭发动机通常具有以下优点：●通常⽐冲最⾼，在推进剂量⼀定的情况下飞⾏器速度最⼤或者有效载荷最重。
●推⼒可调，可随意启动、关机；可脉冲⼯作（有些⼩脉冲发动机能⼯作25万次以上）；推⼒时间曲线可任意控制，能实现飞⾏弹道重复。
利用PP法简化液体姿轨控发动机化学反应机理
利用PP法简化液体姿轨控发动机化学反应机理
王大锐;程圣清;张楠
【期刊名称】《火箭推进》
【年(卷),期】2015(041)005
【摘要】针对含有43种组分201步基元反应的甲基肼/四氧化二氮反应机理,提出运用主成分联合多代通量方法(简称PP法)进行简化.该方法简化结果与国外文献以及详细机理在典型工况下着火延迟时间、平衡温度及主要平衡组分摩尔百分数计算结果均符合较好,为进行耦合化学反应的液体姿轨控火箭发动机燃烧CFD研究奠定基础.最后,通过甲基胼和四氧化二氮、CH4和O2以及H2和O2三种推进剂组合化学反应机理简化结果对比,说明PP法相对于主成分分析法(PCA)和多代通量法(PFA)简化效果更好,可简化机理范围更广.
【总页数】6页(P61-66)
【作者】王大锐;程圣清;张楠
【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
【正文语种】中文
【中图分类】V434.13-34
【相关文献】
1.小推力姿控轨控火箭发动机材料技术研究现状 [J], 张绪虎;汪翔;贾中华;胡欣华;吕宏军;何涛
2.轨姿控液体火箭发动机水击仿真模拟 [J], 张峥岳;康乃全
3.寄生振荡电路对液体轨姿控发动机电磁阀门阻值测试影响研究 [J], 庞军
4.姿/轨控液体火箭发动机推力室高温抗氧化涂层 [J], 徐方涛;张绪虎;贾中华
5.小推力姿/轨控液体火箭发动机材料的研究进展 [J], 张绪虎;汪翔;贾中华;胡欣华;吕宏军
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火箭发动机推力提升策略探究
火箭发动机推力提升策略探究引言：火箭发动机作为航天事业的核心技术之一，在现代航天领域扮演着至关重要的角色。
推力是火箭发动机的核心性能指标，其大小直接影响火箭的运载能力和有效载荷。
因此，各国航天机构一直在探索和研究提升火箭发动机推力的策略。
本文将重点探讨几种提升火箭发动机推力的策略，并分析其优劣势，为火箭技术研究和发展提供参考。
一、推力提升策略一：增加燃烧室压力提高燃烧室压力是提升火箭发动机推力的常见策略之一。
通过增加燃烧室压力，可以提高燃烧室内的燃烧温度和燃气的压力，从而增大推力。
具体来说，可以考虑以下优化方案：1. 改进燃烧室设计：优化燃烧室的结构，改进燃烧室内的燃烧效率和传热性能，从而提高燃烧室压力和燃气的推力。
2. 使用高效燃料：选择具有高能量密度和高燃烧效率的燃料，如液氢、煤层气等，以进一步提高燃烧室的压力和推力。
3. 加大涡轮增压比：通过改进涡轮增压器的设计，提高涡轮增压比，增加燃烧室的压力和推力。
二、推力提升策略二：优化喷管结构火箭喷管是将燃气能量转化为动能的关键部件，其结构对推力性能有着重要影响。
下面是一些常用的喷管优化策略：1. 扩张比优化：扩张比是喷管入口面积和出口面积的比值，它决定了喷管排出燃气的速度。
通过优化喷管的扩张比，可以提高排气速度和推力。
2. 凹凸面设计：在喷管内表面设计一定的凹凸结构，可以增加燃气的混合和扩散效果，提高燃气的动能转化效率，增大推力。
3. 多层喷管结构：利用多层喷管结构，可以增加燃气的流动路径和面积，提高喷管的排气能力和推力。
三、推力提升策略三：新型推进剂技术除了优化火箭发动机的内部结构和部件，新型推进剂技术也是推力提升的另一重要途径。
以下是几种常见的新型推进剂技术：1. 固体火箭药优化：通过调整固体火箭推进剂的比例和成分，优化其燃烧性能和能量密度，提高火箭发动机的推力。
2. 增量式推进剂：采用增量式推进剂可以在高空增加推力，有效提升火箭的运载能力。
液体火箭主发动机结构动力学关键问题研究综述
液体火箭主发动机结构动力学关键问题研究综述
杜大华;李斌
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2024(45)2
【摘要】液体火箭主发动机作为运载火箭的主动力,由于其结构的复杂性、服役环境的极端严苛性,导致发动机的结构动力学问题异常突出。
动力学问题已成为发动机研制过程中的瓶颈技术之一,因此为改善运载火箭、发动机的振动力学环境,提高发动机的动强度可靠性与工作安全性,需要对运载火箭“心脏”——发动机的结构动力学问题予以充分的重视。
本文在详细介绍发动机结构特点、工作环境载荷特征及对结构故障统计的基础上,深入分析了涡轮泵系统、推力室、自动器、管路、发动机整机的主要故障模式,梳理出各部组件、整机结构的动力学关键问题,并指出后续研究的方向。
【总页数】16页(P1-16)
【作者】杜大华;李斌
【作者单位】西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室;航天推进技术研究院
【正文语种】中文
【中图分类】V434
【相关文献】
1.结构动力学模型修正技术在液体火箭发动机中的应用
2.液体火箭发动机喷嘴动力学研究进展
3.液体火箭发动机液膜冷却研究综述
4.液体火箭发动机替代固体捆绑式火箭发动机助推器研究
5.液体火箭发动机氢涡轮泵转子动力学特性研究
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小推力液体火箭发动机用铱／铼材料体系研究进展
Ｐｒ ｅｃ ｉ ｏ ｕｓ Ｍ ｅ ｔ ａ ｌ ｓ
ＮＯ Ｖ ． ２ ０ １ ３
第３ ４卷 第 Ｓ １ 期
、 ， ｏ １ ． ３ ４． Ｎｏ ． ｓ１
小推 力液体 火箭 发动机 用铱／ 铼材料体 系研究进 展
蔡宏中 一 ，易健宏 ，魏 燕 ，郑 旭１ ，祁小红 １ ，陈 力１ ，胡昌义
烧室的制造是提 高发动机技术水平的有效途径。
关键 词 ：金 属材 料 ；铱 ／ 铼 ； 火箭发 动机 ；应 用 中图分 类号 ：Ｔ Ｇ１ ４ ６ ＿ ３ 文献标 识 码 ：Ａ 文 章编 号 ：１ ０ ０ ４ — ０ ６ ７ ６ （ ２ ０ １ ３ ） ￥ １ — ０ ０ ８ ９ — ０ ７
小推 力 液体火 箭发动 机是 为 导弹 武器和 航 天器 在 空 间做 多种机 动 飞行提 供动 力 的推进 装置 ，主要 用 于轨道 控 制 、姿 态控 制 、航 天器 的对 接 、交会 、 着 陆等 。其特 点 是在 空 间环 境 中多次启 动脉 冲 工作 改变推 力 ，其推 力较 小 ，一般 为０ ． ０ ０ １ ￣ ４ ５ ０ ０ Ｎ Ｊ 。
目前应 用 最为广 泛 的姿控 轨控 辐射 式 冷却 高温 液体
温 度不 超过 １ ３ ７ ０ ℃ ，发动 机在 工作 时必须 设置 燃料 冷 却膜 以保 护发 动机 燃烧 室 内壁 。这部分 用 于冷却 的燃料 约 占到燃 料总 量 的３ ０ ％． － ４ ０ ％１ ４ ｌ 。这 部分 燃料
ｆ １ ．昆明贵金属研 究所 稀贵金属综合利用新技术国家重点实验室， 昆明 ６ ５ ０ １ ０ ６ ￣
２ ．昆 明理 工 大 学 材 料 科 学 与 工 程 学 院 ， 昆明 ６ ５ ０ ０ ９ ３ ）
第二代490N轨控发动机研制及在轨飞行验证
第二代490N轨控发动机研制及在轨飞行验证
刘昌国;赵婷;姚锋;林庆国;梁军强
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2020(41)1
【摘要】490N液体火箭发动机被广泛使用于航天器远地点机动入轨或者为其他轨道机动提供推力。
我国第一代490N发动机真空比冲为304.7s,曾经成为制约我国航天器寿命上台阶的技术瓶颈,因此开展了基于铌合金材料的高性能第二代
490N发动机研制工作,比冲提高10s。
对第二代490N轨控发动机的研制和在轨飞行验证结果进行了总结和分析。
第二代490N发动机研制过程中突破了高性能喷注器、耐高温材料及涂层、发动机头部喷注器法兰和燃烧室壁面结构温度控制、抗高量级力学环境能力以及热防护罩等多项关键技术,真空比冲达到了317.8s,单台发动机累计199次启动工作寿命40000s以上,工作性能达到国际同等水平。
【总页数】9页(P49-57)
【作者】刘昌国;赵婷;姚锋;林庆国;梁军强
【作者单位】上海空间推进研究所;上海空间发动机工程技术研究中心;北京控制工程研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V434
【相关文献】
1.面向高轨卫星的液体轨控发动机研制进展
2.高性能卫星用490N轨控发动机研究进展
3.第二代490N发动机热控设计
4.远征三号上面级轨控发动机研制及在轨验证
5.空间站核心舱轨控机组热设计及飞行验证
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纤维增强陶瓷基复合材料的制备及其发展和应用
纤维增强陶瓷基复合材料的制备及其发展和应用摘要：作为结构材料，陶瓷具有耐高温能力强、抗氧化能力强、硬度大、耐化学腐蚀等优点，缺点是呈现脆性，不能承受剧烈的机械冲击和热冲击，因而严重影响了它的实际应用．为此，人们通过采用连续纤维增韧方法改进其特性，进而研发出连续纤维增强陶瓷基复合材料。
该种材料采用碳或陶瓷等纤维进行增强，使陶瓷基体在断裂过程中发生裂纹偏转，纤维断裂和纤维拔出等的同时，吸收能量，既增强了强度和韧性，又保持了良好的高温性能。
本文主要是综述了陶瓷基连续纤维增强复合材料的制备方法，并分析了各种工艺的优缺点。
在总结了现阶段连续纤维增强复合材料研究中存在的问题的基础上，提出了今后连续纤维增强复合材料的主要研究方向。
关键字：陶瓷基增强复合材料连续纤维制备方法目录1 引言 (2)1.1 前言 (2)1.2 陶瓷基复合材料的基本介绍和种类及其应用前景 (3)1.2.1陶瓷基复合材料的基本介绍 (3)1.2.2纤维增强陶瓷基复合材料的主要种类 (4)1.2.3 陶瓷基复合材料的应用前景 (5)1.3国内外的研究成果 (5)1.4 实验研究内容 (8)2 连续纤维增强陶瓷基复合材料的制备方法 (8)2.1料浆浸渍和热压烧结法 (8)2.2 直接氧化沉积法 (9)2.3溶胶-凝胶法 (10)2.4化学气相法 (10)2.5 先驱体转化法 (10)3结束语 (11)参考文献 (12)1 引言1.1 前言科学技术的发展对材料提出了越来越高的要求,陶瓷基复合材料由于在破坏过程中表现出非脆性断裂特性,具有高可靠性,在新能源、国防军工、航空航天、交通运输等领域具有广阔的应用前景。
陶瓷基复合材料(Ceramic matrix composite，CMC)是在陶瓷基体中引入第二相材料，使之增强、增韧的多相材料，又称为多相复合陶瓷 (Multiphase composite ceramic)或复相陶瓷(Diphase ceramic)。
轨姿控发动机动态推力与推力矢量测试系统研制
轨姿控发动机动态推力与推力矢量测试系统研制
耿卫国;朱子环
【期刊名称】《宇航计测技术》
【年(卷),期】2015(035)006
【摘要】针对目前轨姿控发动机动态推力与推力矢量测试系统测量精度低、测试覆盖面不全及操作的复杂性,研制了一套基于压电测力平台的动态推力与推力矢量测试系统. 此系统的研制攻克了测力平台结构参数优化技术、标准信号发生器设计技术、测试相间干扰处理技术等五项关键技术点.实现了连续脉冲力及多方向力的测量,系统操作可靠、便捷,各项测试指标满足总体要求,为动态推力及推力矢量测试提供了手段.
【总页数】5页(P28-32)
【作者】耿卫国;朱子环
【作者单位】北京航天试验技术研究所,北京100074;北京航天试验技术研究所,北京100074
【正文语种】中文
【中图分类】V439.7
【相关文献】
1.基于自适应相关向量机模型的轨姿控发动机试验推力矢量预测 [J], 陈文丽;马军强;杨思锋;田国华;李志刚
2.小推力姿控轨控火箭发动机材料技术研究现状 [J], 张绪虎;汪翔;贾中华;胡欣华;
吕宏军;何涛
3.轨/姿控火箭发动机推力动态测试系统建模分析 [J], 孙宝元;任宗金;钱敏;张军
4.轨/姿控发动机推力矢量测试平台动态特性分析 [J], 孙宝元;翟怡;钱敏;张军;王志勇;任宗金
5.固体姿轨控发动机动态推力补偿 [J], 刘向阳; 丁一墁; 任法璞; 张旭宁; 李世鹏; 王宁飞
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铌铪合金表面硅化物涂层的高温失效行为分析
铌铪合金表面硅化物涂层的高温失效行为分析潘兆义;赵青芮;王国强;蔡刚;宋国新【摘要】铌铪合金为轨姿控液体火箭发动机推力室身部主要结构材料,在高温有氧的工作环境中易发生氧化粉化,必须在合金表面涂覆高温抗氧化涂层.通过分析铌铪合金表面硅化物涂层的高温氧化、高温热震、瞬时高温烧蚀和热试车行为,阐述高温条件下的氧化失效行为.试验结果为:涂层1800℃以下氧化条件下,表面形成致密的二氧化硅氧化膜,使得涂层的氧化寿命大于2 h;1800℃以上的超高温氧化条件下,高温热冲击作用,涂层内部形成大量的烧蚀型网格结构,表面未形成二氧化硅氧化膜,氧化寿命小于10 s;热试车考核中,涂层满足推力室外壁面温度1350℃以下的使用工况,抗氧化能力较好,随着氧化温度升高,涂层高温抗氧化能力迅速衰减.【期刊名称】《火箭推进》【年(卷),期】2019(045)002【总页数】8页(P66-73)【关键词】铌铪合金;硅化物涂层;瞬时高温;氧化行为【作者】潘兆义;赵青芮;王国强;蔡刚;宋国新【作者单位】西安航天发动机有限公司,陕西西安710100;西安航天发动机有限公司,陕西西安710100;西安航天发动机有限公司,陕西西安710100;西安航天发动机有限公司,陕西西安710100;西安航天发动机有限公司,陕西西安710100【正文语种】中文【中图分类】V2520 引言随着高性能姿轨控发动机的研究发展，发动机工作过程中的室压、温度均显著提升，便于提高发动机的推重比及工作效率，导致燃烧室等热端部件要承受更高的温度，并且发动机在工作过程中氧化剂发生氧化分解，使得燃烧室经受富氧燃气的冲击[1]。
发动机推力室身部需要承受高温和氧化环境，对材料的高温性能和可加工性能要求较高，而铌铪合金满足材料的基本性能要求，但该材料的抗氧化能力较差，与氧气接触后，短时间内便发生快速氧化反应，出现严重“粉化”现象，导致合金发生失效。
因此，为保证铌铪合金在高温条件下满足发动机的高温使用条件，必须在其表面涂覆抗氧化涂层，增加服役寿命[2-4]。
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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新型液体火箭发动机的研发和应用
新型液体火箭发动机的研发和应用液体火箭发动机是空间探索与利用的重要技术之一，其性能与可靠性对航天技术进步至关重要。
在过去的几十年中，随着航天技术的迅速发展，液体火箭发动机的研发也得到了长足的进步。
近年来，随着科学技术的不断发展，新型液体火箭发动机的研发逐渐成为了研究的热点。
本文将介绍新型液体火箭发动机研制和应用的最新进展。
第一、液体火箭发动机实现的能源转化液体火箭发动机可以说是一种高功率的液体喷射动力装置。
其发动机是将多种燃料的化学能转换成喷射能的装置。
在液体火箭发动机所采用的燃料中，液氢（LH2）和液氧（LOX）被广泛采用，这是由于液氢和液氧的混合燃烧能够提供最高的比冲和推力，是一种最理想的燃料组合。
液体火箭发动机实现能源的转化主要涉及到了燃烧反应和喷射过程。
在液体火箭发动机的燃烧反应中，燃料的能量释放而生成高温高压的燃烧产物。
为了达到最大功率和效率的利用，喷射能必须与燃料的能量密度相匹配。
因此，如何利用液体火箭发动机的最大性能，实现喷射能量与燃料能量的最佳匹配是燃料的基本问题。
在新型液体火箭发动机的设计中，多种新型燃料和推进系统被不断研究和开发，液氢燃料或许不再是唯一的选择。
第二、新型液体火箭发动机的研发现状与传统的液体火箭发动机相比，新型液体火箭发动机的研发则更加注重推进效率和运载能力的提高和减少操作成本。
在新型液体火箭发动机的研发过程中，理论计算、仿真分析、实验测试等方法被广泛应用。
与此同时，新型液体火箭发动机的设计也具备更高的灵活性和可适应性。
在新型液体火箭发动机的研发过程中，关注的焦点则是如何实现液体火箭发动机的轻量化设计，提高推进系统的可靠性和控制效率。
追求轻量化设计的发动机可以大幅减少整个系统的重量，从而增大载荷容量和提高航行速度。
同时，提高推进系统的可靠性和控制效率也是可持续性的关键要素。
在新型液体火箭发动机研发中，如何减少推进系统的部件和降低临界质量，以确保整个系统的可靠性和控制效率也是一个重要问题。
比例式变推力固体姿控发动机非稳态特性研究
比例式变推力固体姿控发动机非稳态特性研究
张一飞;范凡;李世鹏;夏仕同;隋欣
【期刊名称】《上海航天（中英文）》
【年(卷),期】2024(41)2
【摘要】为了研究比例式变推力固体姿控发动机的内流场非稳态特性,建立了比例针栓推力器的二维轴对称计算模型,基于动网格技术模拟入口压强随喉部面积变化而变化的推力器工作模式,得到了内流场各性能参数的变化规律。
结果表明:在非稳态工作过程中,内流场会出现典型的亚音速回流区、斜激波和流动分离等特征,入口压强、针栓壁面及喷管壁面压强均随针栓靠近喉部而增大,推力器推力逐渐上升,实现了推力连续调节。
开关频率会加剧针栓前进过程中头部压强波动。
针栓头部收敛角越大,其头部回流区越小。
当喉部面积一定时,燃速压强指数越高,发动机压强与推力变化范围越大,为实现预设的推力调节范围,需要选择合适的燃速压强指数。
【总页数】10页(P104-113)
【作者】张一飞;范凡;李世鹏;夏仕同;隋欣
【作者单位】北京理工大学宇航学院;上海航天技术研究院
【正文语种】中文
【中图分类】V435.12
【相关文献】
1.推进剂压强指数对喉栓式变推力固体火箭发动机推力调节特性的影响研究
2.固体姿轨控比例推力器动态特性研究
3.固体姿轨控发动机动态推力补偿
4.变推力固体火箭发动机非稳态影响因素研究
5.针栓变推力固体火箭发动机动态响应特性研究
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收稿日期:2004-06-30;修回日期:2005-08-22作者简介:张绪虎,1966年出生,高级工程师,主要从事金属材料及工艺的研究工作小推力姿/轨控液体火箭发动机材料的研究进展张绪虎 汪 翔 贾中华 胡欣华 吕宏军(航天材料及工艺研究所,北京 100076)文 摘 概述了国内外小推力姿/轨控液体火箭发动机新材料的研究和应用进展。
姿/轨控液体火箭发动机推力室已从高性能铌/硅化物材料体系向复合材料推力室技术发展,研制出耐高温性能更好的新型材料体系和高温抗氧化涂层,以及将它们应用于发动机推力室的制造是提高姿/轨控发动机技术水平的有效途径。
关键词 姿/轨控液体发动机,材料,应用Research Pr ogress ofMaterial of S mall Thruster f orAttitude and O rbit Contr olZhang Xuhu W ang Xiang J ia Zhonghua Hu Xinhua L üHongjun(Aer os pace Research I nstitute ofM aterials and Pr ocessing Technol ogy,Beijing 100076)Abstract The research p r ogress of advanced material f or s mall thruster f or attitude and orbit contr ol both a 2br oad and at home is p resented .Comparing with the traditi onalN i obiu m /silicide syste m ,composite thruster has be 2come the research trends .The app licati on of ne w high te mperature structure materials and their coating syste m is ef 2fective way t o i m p r ove the p r operties of the thrusters .Key words A ttitude and orbit contr ol thruster,Material,App licati on 1 前言小推力液体火箭发动机是为导弹武器和航天器在空间进行轨道控制、姿态控制、航天器的对接和交会、着陆等提供动力的推进装置;特点是在空间环境多次起动脉冲工作,推力较小,一般为0.001～4500N [1],最小脉冲宽度为毫秒,总工作时间(工作时间和间隙时间的总和)可达5～10年。
小推力姿/轨控液体火箭发动机技术广泛应用于卫星轨道定位、姿态调整,飞行器(如动能拦截器KK V )的飞行控制和导弹末修和精确定位等,在航天领域中用途广、品种多、数量大、要求高。
随着航天器的发展,需要轻质、高性能的小推力双组元液体火箭发动机,以增加卫星有效载荷;适应动能拦截器不断向快速响应、轻质、低成本和安全化转化的要求,深空探测器推进系统需要高性能、长寿命、多次起动、无羽流污染,对小推力姿/轨控发动机的结构质量和性能提出了更高的要求。
通过新材料、新工艺提高推进系统性能,可增大有效载荷,延长航天器工作寿命,保证发动机长期可靠工作。
2 国外小推力姿/轨控液体火箭发动机材料研究与应用姿/轨控发动机普遍采用双组元推进剂液体火箭发动机。
由于推进剂燃烧温度较高(如NT O /MMH 的燃烧温度可达2700℃),一般材料无法承受这样高的燃气温度和环境条件,而姿/轨控发动机以脉冲工作为主,特别是卫星上的发动机需多次起动,总工作时间长,除耐温性能外对推力室的耐热冲击性能和寿命有更高的要求。
发动机推力室材料应耐高温和抗氧化,在高温情况下仍能保证其力学性能。
因此,耐高温材料的研制成为姿控、轨控发动机提高性能和可靠性的关键。
从20世纪50年代逐步发展了多种姿/轨控发动机材料,材料的选择除考虑工作温度外,还考虑材料的熔点、抗氧化性、热稳定性、强度、线膨胀系数、长期气密性和加工工艺性等。
选用的材料主要有:高熔点金属材料(铌、钼、钽、铼、铂系金属)、陶瓷材料、C/C、Ir/Re/C-C复合材料等。
2.1 铌/硅化物材料国外许多姿/轨控发动机都采用铌合金制造。
为了改善铌合金的高温抗氧化性,在推力室或喷管延伸段表面喷涂抗氧化涂层。
铝化物涂层具有一定的高温抗氧化能力,但由于有“破碎”现象,抗氧化性能较低,一般使用温度为1200℃;20世纪70年代初研制成功硅化物涂层,硅化物涂层制备温度较高,形成硅化铌,高温氧化条件下表面形成二氧化硅,具有“自愈合”能力,因而具有较高的抗氧化性能,一般使用温度为1400℃。
美国Kaiser Marquardt公司用铌合金和硅化物(Si-Cr-Ti)涂层研制了R-4D(490N)[2]、R-1E (110N)[3]和R-6C(22N)[4]姿控和远地点发动机,成功地应用于“阿波罗”飞船登月舱和服务舱上;另外,在“I N S AT”广播气象卫星等多个航天器的姿态发动机和远地点发动机上均采用了铌合金。
俄罗斯采用Nb-W-Mo-Zr系列合金先后研制了推力分别为12N、50N、100N、135N、200N和400N的发动机推力室,应用在“宇宙”、“量子”、“晶体”、“光谱”、“自然”和“金刚石”等卫星,“进步”、“联盟-T”和“联盟-T M”飞船,“礼炮”和“和平”空间站。
采用铌合金推力室时,必须设置液膜冷却来保护燃烧室内壁,这部分冷却流量约占燃料的30%～40%[5],由于液膜冷却的燃料燃烧效率大大降低,造成系统效率降低,这不仅增加了发射费用,而且缩短了航天器的工作寿命,易产生羽流污染。
因此任何有助于减少推进剂消耗的措施必将带来巨大的经济效益[6]。
20世纪80年代中期,美国国家航空航天局(NAS A)开始研发不用燃料冷却的新一代高温抗氧化推进器[7～9]。
2.2 铂系金属采用铂-铑合金为燃烧室和喷管材料的发动机,由于取消了再生冷却,提高了热稳定性,避免了在液膜冷却和再生冷却之间的热藕合引起的热不稳定性,并扩大了工作范围,且由于燃烧室和喷管工作温度的提高,发动机性能显著提高。
由于铂-铑合金高温抗氧化性能较好,不需喷涂抗氧化涂层,从而使发动机克服了抗氧化涂层的寿命限制。
E ADS(欧洲航空防务与空间公司)采用高温抗氧化铂系金属研制了推力为4～400N多种规格的双组元液体发动机推力室,广泛应用于大型卫星、深空探测用的姿态、轨道控制和通信卫星的入轨等。
其中推力为22N的发动机系统见图1。
图1 22N发动机系统(E ADS制备)Fig.1 22N thrust system made by E ADS 20世纪80年代,美国研究成功了双组元发动机Ir/Re燃烧室,将其使用温度提高到2250℃。
它用铼作为燃烧室的基体材料,铱作为抗氧化涂层。
选铼是因其具有较好的低温塑性和高熔点(3180℃),用铱做涂层是因为它有良好的抗氧化性和较高的熔点(2454℃),并且铱的线膨胀系数与铼的相近,可用CVD法在铼表面沉积铱涂层[9～10]。
在Ir/Re燃烧室中,可取消液膜冷却,仅采用辐射冷却,这可使发动机的性能明显提高。
因为铼与其它难熔金属一样不能退火,很难机械加工,价格昂贵,所以冶金和机械法难以成形复杂的部件。
Ir/Re 燃烧室的制造采用了由里到外的化学气相沉积技术。
近期美国A ltra met 公司用CVD 法研制了22N 、62N 和445N 的Ir/Re 推力室[11]。
其中22N Ir/Re 推力室见图2。
原来的推力室材料是涂有二硅化物涂层的铌,其使用寿命不到10h,极限温度1316℃。
使用Ir/Re 材料后,燃烧室的寿命增至几十个小时,使用极限温度为2204℃,比冲提高10～20s,并取消了液膜冷却,减少了它所带来的羽流污染,其制造工艺采用化学气相沉积技术,工艺流程见图3[12],先在钼芯模上沉积一层铱,然后由氯气与铼反应生成热ReCl 5气态化合物,在1200℃左右在铱层上分解沉积铼层,真空冷却之后,用化学腐蚀法溶解钼芯模,即得到一个厚铼结构铱涂层的高温抗氧化材料。
图2 U ltra met 用C VD 法制备的22N Ir/Re 推力室Fig .2 22N Ir/Re thrust cha mber madeby C VD at Ultra met图3 Ir/Re 燃烧室制造工艺流程和实物照片Fig .3 Fabricating p r ocess of Ir/Re thrust cha mber KaiserMarquardt 公司研制的R -4D -14双组元液体火箭发动机,采用U ltra met 公司的化学气相沉积专利技术制造了Ir/Re 燃烧室,工作温度最高为2200℃,并具有高比冲(316±2)s,1999年、2000年先后2次成功应用于休斯公司制造的601HP 卫星推进系统[13]。
Aer ojet 公司研制的AJ10-221Ir/Re 490N 发动机采用层板式喷注器。
铼基体铱涂层燃烧室在辐射冷却模式下工作,没有液膜冷却,测量表明,当平衡运行温度为1866℃时,燃烧效率达99%,发动机在2200℃左右运行15h 未失效[14]。
目前,铂族金属尤其是铱的CVD 沉积技术除美国U ltranet 公司外,Le wis 研究中心和JP L 实验室也做了许多研究工作,他们能较为成功地用CVD 法制备铱层。
英国等国家虽然开展了这方面的研究,但未获成功。
2.3 陶瓷基复合材料姿/轨控发动机用陶瓷基复合材料主要包括两种:C /Si C 及Si C /Si C 。
陶瓷基复合材料具有优异的抗氧化性,可在高温、氧化条件下使用,其中Si C /Si C 抗氧化性能最佳。
但因Si C 纤维的高温蠕变性能较差,只能在1400℃以下使用;C /Si C 复合材料的热稳定性能优异,使用温度有所提高,可在1700℃使用,但由于受碳纤维抗氧化性能所限,只能在氧化性条件下短期使用[15]。
1988年法国液体推进和航天公司用陶瓷基复合材料制作了20N 推力的姿控和轨控发动机,其室压为0.8MPa,混合比为1.65,燃烧室材料是Si C /Si C,喷管材料是C /Si C,采用辐射冷却方式[16]。
法国欧洲动力公司(SEP )研制的C /Si C 、Si C /Si C 复合材料已在推力分别为5N 、25N 、200N 、600N 等多种推力室上进行了成功的点火试验[17～19],已在小型卫星和航天器上得到应用,并逐渐取代了Nb 、Mo 、Hf 等高温合金,其突出优点在于:(1)质量轻,比金属喷管质量减轻50%以上;(2)使用温度提高,最高工作温度可达1800℃,而且无需冷却;(3)烧蚀率小,可重复使用。