【doc】高压补燃氢氧发动机中的低温技术

【doc】高压补燃氢氧发动机中的低温技术 高压补燃氢氧发动机中的低温技术 一,22,21999年第3期 \一/总第109期 低温 工程 路基工程安全技术交底工程项目施工成本控制工程量增项单年度零星工程技术标正投影法基本原理 CRYOGENICS No.31999 SamNo.109 高压补燃氢氧发动机中的低温技术 李玲玲 (中国运载火箭技术研究院十一所北京lOOO76) V42]} 前言 抽词为醉! ————一————一——— 一IlfLl, 前言',1 液体火箭发动机经历半个多世纪的发展,技术上已经取得了很大的成就,液氢,液氧推 进剂以其比推力高,燃烧稳定,无毒,无污染的优势在发动机上得到了广泛的应用.美国航天 飞机主发动机SSME是先进的氢氧发动机的典型代 表 关于同志近三年现实表现材料材料类招标技术评分表图表与交易pdf视力表打印pdf用图表说话 pdf .我国从7o年代初开始进行氢氧发动机 的研制,现在已拥有两台可靠的燃气发生器循环的氢氧发动机,供长征系列运载火箭使用,并 多次成功地为国内外发射卫星. 然而,在下世纪是以未来大型运载火箭和天地往返运输系统为需求的发展新阶段,为此 液体火箭发动机正向更先进,更高的阶段发展.对未来天地往返运输系统,美国可重复使用的 单级入轨方案的论证,研制试验和运行研究对下世纪空间事业的发展有重要的战略意义,对 今后航天技术的发展具有重要的导向作用,其动力装置采用了大推力液氢,液氧发动机. 为缩短我国与国际上航天技术领域的差距,并适应对未来大型运载火箭发动机的需求,提 出研制大推力,高性能的氢氧补燃循环液体火箭发动机. 发动机系统动力循环方式的不同将直接影响着发动机性能,研制成本,制造工艺,试验 方法.本文简要论述,分析几种不同动力循环的特点,重点介绍大推力,高压补燃循环氢氧发 动机系统方案的研究,系统特点及高压补燃氢氧发动机中的低温技术. 2发动机动力循环 2.1动力循环分类 液体火箭发动机推进剂供应分为挤压式供应系统和泵压式供应系统两大类. *选自航天第七专业信息网'g8兰州低温技术交漉会论文辛玲砖,女,57岁,研究员 第3期高压补燃氢氧发动机中的低温技术 挤压式供应系统结构简单,工作可靠,但它只适宜于小推力,短时间工作及多次起动的 发动机,如弹上用的姿控发动机,对于推力大,室压高的发动机均不采用. 泵压式供应系统是液体火箭发动机普遍采用的供应系统.发动机动力循环即是指泵压式 液体火箭发动机涡轮工质的供应 流程 快递问题件怎么处理流程河南自建厂房流程下载关于规范招聘需求审批流程制作流程表下载邮件下载流程设计 ,按着涡轮燃气的排出方式可分为开式循环和闭式循环 两大类. 开式循环的涡轮燃气经排气管直接排至发动机外的周围环境中或者排至推力室 喷管的下 流,这种循环包括燃气发生器循环和抽气循环. 闭式循环的涡轮燃气排入推力室内.与推力室中的推进剂组元进一步燃烧.这种循环包括 膨胀循环和补燃循环. 2,2开式循环 2.2.1燃气发生器循环 燃气发生器循环是最早,也是应用最广泛的动力循环.这种循环的特点是驱动涡轮后的燃 气不再进入推力室参加燃烧,而是排出或进入推力室喷管下流.由于涡轮燃气的出口压力和温 度低,因此发动机平均比冲比补燃循环低.另外,由于火箭贮箱推进剂混合比和发动机混合比 之间有差异,贮箱的推进剂质量和结构质量增加这种循环方案的发动机不适应于单级入轨运 载器. 2,2.2抽气循环 抽气循环是从推力室头部抽出燃气来驱动涡轮,驱动涡轮后的燃气温度及压力降低,它 直接由涡轮排气管排出或进入推力室喷管下流.早期J2s发动机为该循环,此循环应用的很 少 2.3闭式循环 2,3.1膨胀循环 膨胀循环是从推力室冷套中引出汽化和加热的气态推进剂驱动涡轮,从涡轮排出之后再 进入推力室与主推进剂燃烧.因此,其效率比开式循环高.该循环省去燃气发生器或预燃室,结 构简单,重量轻.同时,涡轮入口温度为冷却套出口温度,大大低于燃气温度.因而,改 善了 涡轮工作条件,使点火,起动平稳,可靠性高.但由于受到能量的限制,发动机推力室压力比 燃气发生器循环和补燃循环都低.美国RLlO发动机是典型的膨胀循环发动机. 23,2补燃循环 补燃循环又称分级燃烧循环,该循环的特点是所有推进剂都参与燃烧.它是将一种推进荆 组元的全部(或大部分)流量和另一种推进剂组元的部分流量输送到预燃室中去燃烧,产生的 低温燃气驱动涡轮,再进入推力室中燃烧,因此理论上循环效率为l. 补燃循环适用于大推力,高室压,高性能的发动机,但技术复杂,技术关键多. SSME,P丑一12O,LE一7等发动机是典型的补燃循环氢氧发动机. 下文将主要介绍高压补燃循环系统的氢氧发动机方案研究及其低温技术问 题 快递公司问题件快递公司问题件货款处理关于圆的周长面积重点题型关于解方程组的题及答案关于南海问题 . 3高压补燃氢氯发动机系统 3.1补燃循环系统方案 补燃循环有三种方案:富燃预燃室方案,富氧预燃室方案和双预燃室方案. (1)富燃预燃室方案是全部燃料和部分氧化剂在预燃室中燃烧,产生富燃燃气驱动涡轮 低温工程 后再进入推力室同氧化剂补燃对氢氧发动机预燃室一般采用富燃预燃室. (2)富氧预燃室方案是全部氧化剂和部分燃料在预燃室中燃烧,产生富氧燃气驱动涡轮 后再进入推力室同燃料进行补燃.对液氧煤油发动机预燃室一般采用富氧预燃室,如俄国的 PA一120发动机.对氢氧发动机尚无采用富氧预燃室方案的. (3)双预燃室方案是两个预燃室.两个预燃室可以垒是富燃的,或垒是富氧的,也可以一 个是富燃的,另一个是富氧的. 3.2高压补燃氢氧发动机系统研究 32.1原则 高压补燃循环氢氧发动机性能高,技术先进,但系统复杂,技术难点多.为使发动机研制 做到系统方案及参数选择的合理,技术可行,应遵循以下原则: a.系统方案及参数确定的总原测是满足大型运载火箭研制指标的 要求 对教师党员的评价套管和固井爆破片与爆破装置仓库管理基本要求三甲医院都需要复审吗 ; b.尽可能引进和吸收先进经验和技术,使我国发动机的技术水平跨进世界先进行列; c.系统方案及参数确定,即要考虑系统先进;性能指标高,又要兼顾发动机各组件的可靠 性及安全性; d.根据发动机研制技术需要并与实际条件相结合,制定合理的试验方案. 3.2.2系统方案 根据氢氧发动机补燃循环的系统特点,研制高压补燃氢氧发动机有以下几种方案可供选 择,简述如下. (1)单台富氢预燃室,双轴并联氢氧涡轮泵 它的特点是由一台富氢预燃室,并行驱动氢涡轮泵和氧涡轮泵.驱动涡轮后的燃气进入推 力室与液氧混合补燃该方案相对其它补燃循环方案简单,各组件的独立性较强,但氧涡轮泵 的密封结构相对复杂,国际上先进的补燃循环氢氧发动机均用此,如LE7发动机. (2)富氢,富氧双台预燃室,双轴并联氢氧涡轮泵 它的特点是由富氢预燃室驱动氢涡轮泵,富氧预燃室驱动氧涡轮泵,发动机液氢,液氧 流量几乎全部参加涡轮作功,作功后的富氢,富氧燃气再进入推力室补燃.该方案的优点是推 力室室压高,比冲高,氧涡轮的密封结构较简单,但是由于富氧预燃室的混合比高达150,160, 需解决材料抗氧化一系列问题,目前国际上氢氧发动机均未使用过,技术难度较大. (3)双台富氢预燃室,双轴并联氢氧涡轮泵 它的特点是两台富氢预燃室,一个驱动氢涡轮泵,另一个驱动氧涡轮泵,一般用在压力, 流量更高的发动机上,如美国航天飞机主发动机SSME则是双富燃预燃室结构. (4)单台富氢预燃室,单轴串联氢氧涡轮泵 它的特点是一台富氢预燃室驱动涡轮,涡轮与氢泵,氧泵为同轴串联,氢,氧泵前带预 压泵.同轴串联结构使发动机起动与过渡工况同时性好,涡轮泵的密封同题容易解决,但不能 按最优化原则设计涡轮泵,各组件独立性差,需设置预压泵,并且轴向尺寸加大.如俄国P且一 0120发动机. 在对以上方案及国外补燃循环发动机系统比较的基础上,选择单台富氢预燃室,双轴并 联氢氧涡轮泵作为高压补燃氢氧发动机研究的基本系统方案是比较适宜的. 第3期高压补燃氢氧发动机中的低温技术 4低温技术关键 高压朴燃氢氧发动机高的推力室室压和泵后压力,使发动机的性能极大提高,而且由于 该循环的发动机混合比就是推力室混合比(燃气发生器循环发动机混合比低于推力室混合 比),从而可提高火箭的运载能力.对于未来天地往返运载系统,高压补燃循环氢氧发动机具 有绝对的优势.但其大推力,高室压,低温带来的一系列技术问题,必须通过合理设计,试验 研制,不断加以解决. 高压补燃循环氢氧发动机的主要低温技术关键是: a.补燃循环发动机的循环技术; b.低温发动机的起动技术; C.高压,大流量,低混合比预燃室设计; d.高压,大热流,燃烧室冷却技术; e.高压,高效率多级氢泵,氧泵设计; f.低温,高压阀门设计; g.高压,高温,低温静密封及检漏,防漏技术; h.低温,高速动密封技术; i.其它. 国际上先进的高压补燃氢氧发动机的研制中均遇到了以上各项关键技术,通过试验一 改进——再试验方法,逐一加以解决. 日本LE7发动机,为确定起动和关机时序,采用了计算机仿真和试车相结合的办法,先 后经过24次模型发动机试验建立基本起动时序,25次工程模型发动机试验,对时序进行了修 改,确定了基本起动时序,并经过40次成功的试验后又发生一次严重的起动故障,原因是起 动时氢泵克服不了下游压力,在燃烧室点火时氢泵中的液氢汽化.改进后又进行了20次试验. 使发动机起动问题得以解决. LE一7发动机的氢涡轮泵在研制中遇到的问题最多,例如由于热应力和冲击以及高周期 疲劳造成涡轮叶片叶根裂纹,转子损伤等.预燃室和推力室也曾出现温度分布不均匀,而破坏 组件的故障. 对于高压补燃低温发动机的静密封则又是一项关键的技术问题,泵后压力及涡轮压力比 常规发动机高出很多,处于高压,低温,高温条件下,解决静密封问题,则是整个发动机结 构设计的关键项目之一. 总之,高压补燃氢氧发动机研制过程中需解决一系列的低温技术问题我国对于高压补燃 循环系统的研究尚处于初期阶段,在认真学习分析国外先进经验的基础上,解决好高压补燃 氢氧发动机中的低温技术,使我国航天领域跨上新台阶!