长五B大推力氢氧发动机可靠性试车成功

<正>1月8日14时54分,由中国航天科技集团有限公司六院研制的长征五号B运载火箭大推力氢氧发动机顺利完成了一次型号可靠性试车,进一步验证大推力氢氧发动机的能力,为长征五号B运载火箭执行空间站任务奠定基础。此次试车时间为500秒,与发动机在火箭上的飞行时间一致。     

填补我国大推力氢氧发动机空白——记长征五号一级主动力50吨氢氧发动机

正50吨氢氧发动机是我国首台大推力、高性能、地面起动直接入轨的氢氧发动机,由两台独立工作的单机通过机架并联构成,地面推力达100吨。采用燃气发生器动力循环,地面一次启动,具有混合比调节能力,可双向摇摆。由航天科技集团六院自主研制,具有完全自主知识产权、100%国产化,综合性能达到国际先进水平。它的研制成功,填补了我国大推力氢氧发动机空白,使我国液体火箭推进技术的整体水平跨上一个大的台阶。     

头部两侧和单侧进气对固冲发动机燃烧影响

为了研究进气道布局形式对固冲发动机二次燃烧性能的影响,分别对头部两侧进气和单侧进气2种布局方案的固冲发动机开展了二次燃烧仿真和试验对比研究。结果表明:单侧进气时补燃室掺混燃烧效果优于两侧进气;单侧进气会导致补燃室局部出现高温高速区域,对补燃室热防护不利;在相同的工况下单侧进气获得的推力与两侧进气相当。     

数值模拟气/气喷嘴速度比对燃烧性能的影响

为研究应用于全流量补燃循环发动机的不同气/气喷嘴得到的燃烧流场,通过求解NavierStokes方程组,对不同燃料与氧化剂速度比下的流动燃烧过程进行了数值计算,计算结果与实验结果吻合。仿真结果表明:增加速度比能使燃烧火焰面提前,燃烧效率变大。如果发动机的长度受到限制,可以适当增加速度比以实现高效燃烧。     

固冲补燃室团聚硼颗粒燃烧试验

研究团聚硼颗粒在补燃室中的点火燃烧对提高固冲发动机性能具有重要意义。通过试验模拟固冲发动机工作过程的方法,开展了补燃室流场条件下的团聚硼颗粒点火燃烧试验。结合高速火焰图像处理技术和流场参数测量结果,对试验中团聚硼颗粒的点火燃烧状态、火焰结构以及颗粒尺寸变化等进行了分析,获得了补燃室燃气温度和氧气含量等因素对团聚硼颗粒点火燃烧过程的影响机制。对燃烧残渣进行了分析,发现燃烧前后颗粒尺寸变化不大,燃烧过程中高温气流可能进入了颗粒内部并与硼颗粒发生反应。     

固冲发动机补燃室凝相碳颗粒燃烧研究

应用改进的移动火焰锋面(MFF)模型,分析了环境压力、温度等参数对碳颗粒燃烧过程的影响。在此基础上,研究了固冲发动机补燃室内碳颗粒的燃烧过程,得到了固冲补燃室环境中的碳颗粒燃烧特性,并通过固冲直连式试验验证了数值模拟结果。结果表明:补燃室中大部分碳颗粒在进气道出口附近燃烧。     

三十载风雨路 铸就航天新动力——中国航天科技集团公司六院研制液氧煤油发动机纪实

正从1985年提出研制我国航天新动力,到2015年迎来液氧煤油发动机太空“首秀”。30年来,六院在液氧煤油发动机的研制中,坚持以自主创新为科研生产的龙头,攻克核心技术,填补了多项技术空白,使我国成为世界上第二个掌握高压补燃技术的国家,把长征火箭近地轨道的运载能力从现在的9.2吨提高到25吨,走出了一条有中国特色的液体火箭发动机自主创新研制之路,为我国成功进入空间领域提供了强大的动力支撑。志存高远谋先行研制无毒、无污染、高性能液体火箭发动机,并在重大航天工程上使     

进气道角度对含硼推进剂固冲发动机性能的影响

为了提高含硼推进剂固体火箭冲压发动机内硼颗粒的燃烧效率,采用颗粒轨道模型进行了补燃室两相流的数值模拟,其中硼颗粒的点火和燃烧模型采用的是King模型,建立了发动机补燃室内简单反应流模型,在该模型下研究了进气道的位置对非壅塞固体火箭冲压发动机燃烧效率的影响,并在此基础上进行直连式试验研究.结果表明,后进气道角度为60°时的燃烧效率比90°时高.     

水燃比对水冲压发动机性能影响数值模拟与试验研究

为了研究水燃比对二次进水水冲压发动机比冲性能的影响规律,建立了发动机补燃室两相反应模型,对镁基水冲压发动机进行了数值模拟,获得了发动机比冲、喷管出口温度及出口速度随水燃比变化趋势,在此基础上进行了水冲压发动机地面直连式试验研究.结果表明,存在最佳水燃比使二次进水水冲压发动机比冲性能较优.     

固体小运载火箭发动机的现状及发展趋势分析

小卫星的兴起和"空间快速响应"技术的迅速发展为采用固体发动机的小型航天运载器提供了崭新的发展空间。大直径固体发动机是固体小运载实现的技术途径。总结和分析了国外固体小运载火箭发动机的发展历程和分布,详细阐述了固体小运载发动机的技术特点,总结固体小运载发动机的发展趋势,并分析了不同国家和地区发展固体小运载发动机的技术路径,以期对国内小型运载火箭的固体动力方面研究提供一定的参考。     

中国首台泵后摆火箭发动机研制成功

<正>中国航天科技集团六院1日披露,中国首台泵后摆火箭发动机首次试车已获得圆满成功,中国成为世界上第二个掌握泵后摆核心技术的国家。据介绍,此次试车的首台泵后摆发动机,是在已经进入工程应用阶段的120吨液氧煤油高压补燃发动机基础上,通过局部调整对液体火箭发动机泵后摆技术的有效验证。该发动机采用了全新研制的多种零部组件产品,尤其是多层波纹管柔性连接的高压摇摆软管,承受住了涡轮泵排出的高温高压富氧燃气多重考验,在试验过程中活动自如,结构可靠。中国航天科技集团六院,是中国唯一集运载火箭主动力系统,轨姿控动力系统及空间飞行器推进系统研究、设计、生产、试验为一体的专业研究院。该院院长刘志让说,泵后摆技术将摇摆装置后置,不     

液体火箭发动机专家李斌 倾心打造新动力——记第四届航空航天月桂奖获得者、航天科技6院11所所长李斌

人物名片： 李斌，液体火箭发动机专家，研究员。先后参与和组织领导了我国新一代大推力运载火箭发动机的预先研究和型号研制工作。历任航天科技集团公司六院11所新型发动机研究室副主任、主任、发动机副主任设计师、新一代大型运载火箭副总设计师、11所副所长，兼任质量副所长，管理者代表。现任11所所长。曾被授予航天系统“十佳科技青年”、     

长征精神照亮航天液体动力“长征路”

<正>2016年既是红军长征80周年,也是中国航天创建60周年。2016年11月,我国最大推力的新一代运载火箭——长征五号首次发射取得圆满成功,将我国运载火箭运载能力提升近三倍,成为我国由航天大国迈向航天强国的重要标志。至此,我国由液氧煤油发动机作为基本配置的新一代运载火箭长征五号、六号、七号全部首飞成功。根据统计数据,国际上运载火箭首飞成功率仅为50%。中国运载火箭首     

更远、更陕、更大众 世界载人航天活动的发展趋势

目前,美国、俄罗斯等国都把载人航天的目标瞄准了月球、小行星和火星。为此,首先要研制出发射深空载人飞船的重型运载火箭。载人登月飞船一般需在50吨以上,而且其奔月时的速度要求为10．9千米／秒,因此必须用近地轨道运载能力在60～120吨的重型运载火箭才能发射,发射载人小行星或火星飞船则需要运载能力更大的重型运载火箭。当年美苏竞争载人登月时苏联之所以败给美国,     

2015年底前俄将获第2枚“安加拉”重型火箭

据俄罗斯媒体2015年1月14日报道,俄军工企业消息灵通人士称,厂家将于2015年底向俄国防部和俄联邦航天局交付第2枚"安加拉-A5"重型运载火箭。2014年12月23日,从普列谢茨克航天发射场发射到近地轨道的首枚"安加拉"重型火箭完成了全部计划。目前正在生产第2枚,将于2015年11月交付用户。"安加拉"逐步将替代"质子"、"联     

火箭-双燃烧室冲压组合循环发动机概念研究

临近空间高超声速飞行器近年来获得了广泛关注,本文提出一种以基于火箭发动机和双燃烧室冲压发动机的多模态火箭-双燃烧室冲压组合循环发动机作为飞行器的动力系统,并进行了性能分析研究。该飞行器在海拔10 km左右高度以0.8马赫的速度投放,在重力和发动机推力的联合作用下,能够在海拔5～8 km处加速到2马赫;然后加速爬升进入临近空间,发动机工作在引射亚燃或者双燃烧室亚燃模态下。可以根据实际选择高推重比、较低推进剂比冲效率的引射亚燃模态,或是较低推重比、高推进剂比冲效率的双燃烧室亚燃模态。最终飞行器加速到6马赫(26 km),进入双燃室超燃模态。针对空中发射模式和地面发射模式进行了轨道优化,仿真结果表明:在加速爬升到6马赫(26 km)的过程中,空中发射模式相比较地面发射模式可以节省37%的推进剂;空中发射模式存在一个负的最优初始飞行角度使得剩余质量与初始质量的比值达到最大。     

213所助力“中国最快运载火箭”成功发射

<正>2019年8月31日7时41分,"中国最快运载火箭"快舟一号甲遥10运载火箭在酒泉卫星发射中心顺利升空,以"一箭双星"的方式将微重力实验卫星、潇湘一号07星两颗卫星成功送入预定轨道。213所为运载火箭提供的7大类火工子系统,实现了发动机点火、一级级间段分离、二级级间段分离、三级过渡段分离、整流罩分离、星     

固体火箭冲压发动机的工作特性分析

通过数值计算 ,分析了燃气流量固定的壅塞式固体火箭冲压发动机、等空燃比工作的固体火箭冲压发动机和非壅塞固体火箭冲压发动机的高度特性和速度特性。结果表明 ,当导弹的飞行高度和速度变化时 ,燃气流量固定的壅塞式固体火箭冲压发动机性能变化最大 ,燃速压强指数为 1 0的非壅塞固体火箭冲压发动机的性能基本实现了等空燃比调节。贫氧推进剂的燃速压强指数越高 ,非壅塞固体火箭冲压发动机燃气流量的自适应调节能力越强。     

液氧/煤油推进剂液体火箭发动机循环动力平衡分析

本文对以液氧/煤油为推进剂的发生器循环和分级燃烧循环方案进行了分析,求出了各种循环方案的最大室压,给出了室压、推力、燃烧室混合比和喷管出口直径对发动机比冲和系统平衡参数的影响,并探讨了平衡参数对效率、涡轮压比和发生器(或预燃室)混合比等设许参数变化的敏感性     

三组元液体火箭发动机实现单级入轨的优化分析

建立了三组元液体火箭发动机性能计算模型、单级入轨可重复使用运载器质量模型和弹道模型,以起飞质量为目标函数,优化得到了实现单级入轨的发动机基本参数。结果显示:三组元发动机性能比氢氧发动机高10%。本研究是三组元发动机系统设计和分析的基础。