摘要：讨论了液体火箭发动机故障数据库的设计思路及实现途径，以国内２１种液体火箭发动机试车及发射数据为基础，建立了初步的故障数据库。重点介绍了故障数据库的功能设计、结构设计和开发环境等内容。

摘要：随着液体火箭发动机技术的发展,结构动力学问题成为影响发动机寿命及可靠性的关键技术之一。经过多年努力,发动机结构从最初的静强度、安全寿命设计思想逐步发展为以动静强度联合、经济寿命设计为指导的研制理念和方法,并在型号中得到了成功应用,使发动机结构的工作可靠性得以大幅度提高。由于新型号火箭发动机结构的日益大型复杂化及工作环境的极端严酷性,为满足高性能、高可靠性、轻量化与可重复使用的研制需求,发动机结构动力学设计技术问题亟待解决。本文在分析发动机结构中典型动力学问题的基础上,梳理并重点介绍了载荷预计、动力学建模及模型修正、动强度评估与寿命评定、结构动力学优化及抗疲劳设计等关键技术,最后给出研究总结及展望。希望本文为液体火箭发动机结构动力学设计技术的发展提供支撑。

摘要：选择液体火箭发动机用高速超低比转速离心泵作为研究对象,运用FLUENT流体计算软件及GAMBIT前处理软件,采用三维k-ε双模型方程对其内部流场进行计算,从优化泵内流动特性的角度出发,优化设计了一台高扬程、高效率、能在大流量范围稳定工作的超低比转速离心泵。仿真结果表明,这种结合内流场特性的优化设计是可行的,而且是快速高效的。

摘要：采用Navier-Stokes方程数值模拟了某型火箭发动机推力室氧腔流动,计算分析了节流板表面的总、静压分布及其畸变指数。依据压力畸变提出了氧腔均流孔板改进方法,并通过多次分析-设计循环得到了新的均流板。最后对所设计的均流板进行了详细地计算分析和实验验证。分析和验证表明新设计的均流板使氧腔出口节流板表面压力畸变降低了30.4%,显著提高了氧腔压力均匀性,进而可以大大提高燃烧效率。

摘要：为了实现某型液体火箭发动机机载实时故障诊断,采用FPGA与DSP相结合的方式作为硬件架构设计了故障诊断器,其中FPGA控制高精度A/D转换器进行传感器数据采集,DSP运行故障诊断算法并将结果输出,对故障诊断器的硬件和软件分别进行了设计。提出了一种递归结构识别(RESID)算法用于液体火箭发动机故障诊断,该算法可在6 ms内诊断出流量衰减故障。搭建基于故障诊断器和工控机的硬件在环(HIL)试验平台,采用自动代码生成技术与手写代码结合的方式对RESID算法进行了试验验证,通过上位机界面进行观察。结果表明:RESID算法能准确地诊断出发动机常见的故障并在故障诊断器上实现,算法运行时间为3. 9 ms,故障诊断器可以实现实时数据监测和故障诊断,相对于传统平台更加小型化和经济化,既可以作为机载装置使用,也可作为通用平台来开发新算法。

摘要：为提高比冲，闭环系统的液体火箭发动机的涡轮泵多采用反力度不大的反力式涡轮，这种火箭反力式涡轮不同于航空涡轮，其以极低的压比、极高的负荷和低展弦比为特征，在给定的叶栅大气流转折角、低展弦比、低反力度和相对大的径向间隙条件下，采用了沿叶高正攻角设计和沿叶高变功率损失设计，用以加大叶栅通道的几何收敛性，减少二次流和叶顶间隙损失，从而获得相对高的涡轮效率．

摘要：液体火箭发动机为中国天地运输系统的主动力,承担绝大部分航天器的发射任务。发动机在高压、高温、高转速、强振动等极端恶劣的条件下工作,所面临结构强度问题非常突出。发动机结构强度问题起始于方案论证阶段,贯穿于产品整个寿命周期直至发射任务完成,而发动机在结构设计、载荷与使用环境、材料、制造过程、试验及强度评估等诸多方面存在不确定性和尚未解决的深层次问题,使结构强度成为影响发动机安全性和可靠性的一项重要因素。以发动机工程研制中的结构强度为出发点,总结探讨了发动机在结构强度设计及验证过程中若干个重要方面,涵盖载荷与使用环境、安全系数、材料、试验测试、损伤检测、验证及评估等,为发动机结构强度设计体系探索及新型发动机预研提供研究思路。

摘要：针对液体火箭发动机地面试验控制系统须抑制控制电路输入端的脉冲噪声、输出端的反峰电压及控制电流测量精度低等问题,运用放大电路原理,采用电路仿真方法,设计了基于电路印制板型固态继电器的控制驱动和控制电流测量电路。控制驱动电路应用“二极管+稳压二极管”模块以实现降低反峰电压和缩短复位时间的效果,控制驱动电路中固态继电器输出端集成了光耦隔离模块用于反馈控制信号,控制电流测量电路主要由霍尔效应电流感应模块和运算放大器构成以达到较高精度测量控制电流的目的。通过电路仿真,分析了控制驱动电路的反峰电压抑制模块、控制电流测量电路的动静态特性。仿真和实测结果表明:控制电流测量电路的基本误差为6.66%±1.80%,电路上升时间小于0.3 ms,下降时间小于0.5 ms;控制驱动电路的接通时间小于2μs,关断时间小于0.5 ms,“标准恢复二极管+齐纳二极管”方法能有效抑制反峰电压;控制驱动电路可应用于液体火箭发动机高精度的地面试验控制系统研制。

摘要：为了研究液体火箭发动机推力室再生冷却流动与传热的快速仿真方法,建立了推力室再生冷却的准二维模型,对航天飞机主发动机开展了再生冷却流动与传热计算仿真研究,对比分析了再生冷却准二维模型和三维模型的仿真计算结果。研究表明,两种计算模型均可较好地预测推力室燃气及再生冷却剂的流动和传热。三维模型计算精度高,但计算用时较长。计算得到的航天飞机主发动机的燃气侧壁面最高热流密度为162.2MW/m2,最高壁温为1159.7K,冷却剂温升为244.0K,压降为8.5MPa。准二维模型计算结果精度略有降低,但计算时间较三维模型减小了90%。四个参数与三维模型计算结果的差异分别为0.3%,4.4%,8.6%和4.5%,在可接受范围内。本文的准二维模型计算时间短,适用于液体火箭发动机再生冷却结构的方案筛选和优化设计,三维模型计算精度高,适用于设计完成后的校核计算。

摘要：对液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的二维局部非热平衡模型进行了数值计算。计算中采用了正交曲线坐标系（贴体坐标），并计及了冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的剧烈变化及固体壁沿轴向的导热。结果表明：推力室多孔壁面中靠近燃烧室的部分温度梯度很大；固体骨架与冷却剂的温度差异在推力室内壁面上最大；推力室多孔壁面材料导热系数的提高有利于降低壁面温度及温度梯度；随着冷却剂流量的增大，推力室壁中的最高温度明显下降；若设计合理，发汗冷却所需要的冷却剂的量只占总流量的２％左右。