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俄罗斯的液体火箭发动机系列2019-07-26 10:31:00| 分类：默认分类|字号订阅俄罗斯的液体火箭发动机系列2019-12-20 16:23动力机械科研生产联合体（NPO Energomash）是俄罗斯一家专门从事液体推进剂火箭设计生产的公司。
其创建者是苏联20世纪20年代就开始从事火箭发动机研究的瓦朗坦·格鲁什科，1954年，他成立了这家公司，并担任主席，公司当时叫做OKB-456。
格卢什科领导设计局长达30多年，给当时的苏联提供了许多性能最好的发动机。
公司曾设计了RD-107和RD-108发动机，驱动R-7火箭将卫星号人造卫星送入太空。
之后又为“质子号”火箭设计了RD-253发动机，给“能源号”设计了RD-170，给“天顶号”设计了RD-171和RD-120，给“宇宙神”和“安加拉”设计了RD-180和RD-191，给“第聂伯”设计了RD-264，给“旋风号”设计了RD-261等。
R-7是前苏联最早的一种火箭，R-7火箭的设计特点之一是具有一个芯级发动机段（A），其上捆绑了4个助推器（B，V，G和D）形成了第一级。
每一级的芯级发动机上都捆绑着4个主发动机和4个游动发动机。
对于第一级，一共有20个主燃烧室和12个游动燃烧室，都在同一时刻点火，推举着飞行器离开发射台。
当连接器引爆时它们就会分离，剩下芯级发动机继续运行，其上面级称为第二级。
对R-7的早期设计研究集中在以液氧和煤油的混合物为推进剂的单燃烧室发动机上，由格鲁什科负责的OKB-456设计局进行研发。
芯级主发动机为RD-106发动机，发射时可以产生约520kN的推力，真空条件下可以产生约645kN的推力。
4个捆绑助推器采用RD-105发动机，发射时每个发动机可以产生约540kN的推力。
然而，在研发过程中，这些发动机在单燃烧室燃烧稳定性上都暴露出了问题。
到1953年，这一问题变得更加突出，使得火箭无法再承受高热核弹头不断增加的质量。
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。
固体火箭发动机的三维仿真研究动态徐学文,牟俊林,彭 军(海军航空工程学院新装备培训中心,山东烟台264001)摘 要:固体火箭发动机的燃烧过程存在强烈的耦合和非线性现象,目前国内外对其仿真大多采用简单的一维仿真,而美国的高级火箭仿真中心(CS AR )正在开发三维的、完全耦合的固体火箭发动机仿真软件。
详细介绍了它的第二代仿真软件GE N2的程序结构、算法及其测试结果,它采用任意拉格朗日/欧拉(ALE )形式的流体和固相控制方程分别求解流场和结构的变形和移动;采用显式的或隐式的时间步迭代法来实现流体/结构间的耦合;应用粘性/体积有限元(C VFE )方案模拟界面间裂纹的动态扩展。
测试结果表明:GE N2具有很好的并行可量测性。
关键词:固体火箭发动机;推进剂;仿真;裂纹扩展;耦合中图分类号:O35 文献标识码:A 文章编号:1671Ο654X (2007)03Ο0100Ο04引言目前,随着计算机技术的高速发展及成熟,人们广泛地利用计算机对大型工程问题进行仿真,解决了许多重大实际问题。
计算机的仿真已从过去的简短一维仿真向三维方向发展,仿真模型越来越接近工程模型,仿真结果越来越精确,有利地促进了科学的快速发展。
同样,计算机科学在固体火箭发动机(s olid r ocket mo 2t or 简称SRM )的应用亦向深入的方向发展。
固体火箭发动机是直接产生推力的喷气推进的动力装置,它利用固体燃料燃烧产生高速向后喷射的工质,由此获得反作用推力推动飞行器向前飞行。
发动机的工作过程是一个十分复杂的过程,在燃烧室内点火器点火产生出高温高压的气体点燃固体推进剂,推进剂燃烧的气体产物产生压力作用于固体药柱表面,促使药柱变形,另外气体产物向药柱传递热量,促进推进剂的快速燃烧。
同时,药柱的变形与快速燃烧又影响着燃烧室内气体流动与压力的分布等。
因此,发动机的燃烧过程是一个强烈耦合过程,对其进行计算机仿真也将变得十分复杂。
1 固体火箭发动机的一维仿真目前,对固体火箭发动机的仿真大多采用一维仿真[1Ο3],假设燃烧室中气体的流动是一维非定常的,垂直流动方向的各截面的气体参数是相同的;气相反应和固体推进剂的变形是准静态的;把推进剂看作是均质的、等温的和热流变学上简单的线性粘弹材料;把燃烧产物看成理想气体等。
运载火箭贮箱箱底制造工艺范霁康北京航空航天大学北京100191摘要：运载火箭贮箱是火箭系统上最重要的一个部分，它用来盛装高压液体推进剂，所以在制造过程中对于贮箱的焊接、装配等工艺过程要求很高。
而贮箱的箱底是贮箱的一个重要的组成部分，对于箱底与贮箱中部环形部分的链接和在火箭系统上的装配问题一直存在技术难题。
简单介绍了贮箱的分类与设计要求等基本内容，也系统全面的分析了贮箱箱底的焊接方法和装配问题。
关键词：焊接，推进剂贮箱，材料加工，运载火箭Manufacturing Process of the Tank Bottom for Launch VehicleFanjikang(Beijing university of Aeronautics and Astronautics, Beijing, 100076) Abstract：the tank is one important part for the launch vehicle. It’s used to load the high pressure liquid propellant. So in the manufacturing process, the craft of welding and assembling are highly requested. While the bottom is also one essential part, there are some technical problems in the link between the bottom and the middle and the assembling of the tank. This article simply introduces the classification of the tank and the request for the design and also analyses the problem of welding and assembling.Key word：welding, propellant tank, material processing, launch vehicle.一、贮箱的分类与设计要求1、贮箱的分类随着液体火箭发动机推进剂供应系统的不断发展，贮箱的种类不断增加，分类方法也各不相同，常见的分类情况如下：（1）、按照推进剂输送系统的不同，可分为挤压式贮箱和泵压式贮箱。
2018年出版国军标GJB DGJB3510A-2018综合电子信息系统术语GJB3531A-2018飞机雷达罩涂料规范GJB 3693.1A-2018舰船光电对抗设备定型试验规程第1部分：烟幕干扰设备GJB 3784A-2018 中小口径速射武器炮尾零件用钢棒规范GJB3935A-2018舰船用防弹钢板规范GJB 4403A-2018 常规兵器弹药包装定型试验规程GJB4594A-2018军用运输直升机通用使用要求GJB 5099A-2018 地面激光侦察告警设备定型试验规程GJB 5394A-2018 电子对抗装备电源设备通用要求GJB 9308-2018 直升机光电侦察系统定型试验规程GJB 9309-2018 军用直升机核心处理机通用规范GJB 9310-2018 军用直升机涡轮轴发动机吞砂试验通用要求GJB 9312-2018 军用直升机抗坠毁供输油软管组合件通用规范GJB 9314-2018 与夜视成像系统兼容的军用直升机外部照明试验规程GJB 9315-2018 聚合物基复合材料等同性评定程序GJB 9316-2018 无人机测控系统设计定型试验规程GJB9320-2018声探测气象雷达定型试验规程GJB9321-2018炮用发射装药定型试验规程GJB 9325.1-2018 25毫米自行高炮部队修理技术要求第1部分：总则GJB 9336-2018 地地导弹武器系统防电磁脉冲接口通用要求GJB 9348-2018 中继卫星有效载荷在轨测试方法GJB 9350-2018 中继卫星系统低密度奇偶校验编码技术要求GJB 9351-2018 小卫星在运载火箭上搭载发射通用要求GJB9353-2018星载合成孔径雷达外定标方法GJB 9355-2018 靶场试验导航星测量系统数据格式及处理方法GJB 9357-2018 导弹和运载火箭外测数据快速处理方法GJB 9376-2018 电压暂降、短时中断和电压变化发生器校准规程GJB9377-2018电浪涌发生器校准规程GJB 9378-2018 电快速瞬变脉冲群发生器校准规程GJB9379-2018电波暗室校准规程GJB9382-2018窄谱高功率微波功率测量方法GJB 9385-2018 高能激光器输出功率时间特性测试方法GJB 9386-2018 电连接器数据传输性能测试方法GJB 9388-2018 集成电路模拟数字、数字模拟转换器测试方法GJB9389-2018集成电路锁定试验方法GJB 9391-2018 军用自动测试系统接口适配器通用规范GJB9393-2018高功率微波能量计校准规程GJB 9396-2018 电荷耦合器件空间环境辐射效应地面模拟试验方法GJB9399-2018军用实验室核查通用方法GJB 9400-2018 直升机载雷达告警设备试验场试验方法GJB 9402-2018 战术无线通信系统软件通信安全保密体系结构GJB 9403-2018 地面雷达对抗无源探测定位系统定型试验规程GJB 9406-2018 系留气球载雷达系统球载雷达通用规范GJB 9408-2018 电气入口端电磁脉冲防护装置技术要求与测试方法GJB 9409-2018 通信与指挥自动化软件回归测试通用要求GJB 9410-2018 车载式激光诱偏自卫防护设备通用规范GJB9412-2018地面制导雷达检飞试验规程GJB9415-2018地面雷达频率综合器通用规范GJB 9417.1-2018光电对抗设备内场仿真试验方法第1部分：光电侦察告警设备GJB 9419-2018 载人航天器乘员舱非金属材料选用医学要求与评价方法GJB 9421-2018 载人航天任务空间科学实验可靠性和安全性要求GJB 9422-2018 兵力实体行为仿真模型通用要求GJB9423-2018可视化模型通用要求GJB9424-2018嵌入式模型开发通用要求GJB 9425-2018 建模与仿真兵力实体数据通用要求GJB 9427-2018 建模与仿真目标实体数据通用要求9428-2018行为仿真模型通用要求GJB9429-2018军用机场安全技术防范要求GJB 9431-2018 地地战术导弹控制系统高速自适应CAN总线GJB 9434-2018 军用电波环境信息发布通用要求GJB 9435-2018 深海用微珠树脂复合固体浮力材料规范GJB 9437-2018 室温固化双组份丙烯酸酯胶黏剂规范GJB9438-2018定向研磨航空有机玻璃规范9439-2018示温片规范GJB 9440-2018 舰载雷达机柜用耐腐蚀电磁屏蔽漆规范GJB9441-2018胶乳密闭帽规范GJB9442-2018连续碳化硅(SiC)纤维规范GJB 9443-2018 重熔钢棒、钢坯低倍浸蚀及评定方法GJB 9444-2018 火箭用不锈钢冷轧(拔)无缝管规范GJB9445-2018火箭用不锈钢冷轧板材规范GJB 9446-2018 超高强度无钴马氏体时效钢钢棒规范GJB9447-2018装甲车辆扭力轴用钢棒规范GJB9448-2018装甲车辆传动轴用钢棒规范GJB 9449-2018航空航天用高韧性超高强度钢16Co14Ni10Cr2Mo棒材规范GJB 9450-2018航空航天用抗应力腐蚀超高强度钢23Co14Ni12Cr3MoE棒材规范GJB 9451-2018 航空发动机齿轮用合金结构钢棒规范GJB 航天用超高强度无钴马氏体时9452-2018 效钢钢板规范GJB 9453-2018 超高强度无钴马氏体时效钢钢管规范GJB 9454-2018 航天用高温合金GH3600精细薄壁无缝管规范GJB9455-2018装甲车辆用螺栓钢规范GJB9456-2018装甲车辆用渗氮钢棒规范GJB9457-2018导弹用特种石墨材料规范GJB 9460-2018 航空用碳纤维复合材料气瓶规范GJB 连续氮化硼陶瓷纤维规范9464-2018GJB9465-2018耐高温长效隔热天线窗规范GJB9469-2018直升机镀膜玻璃规范GJB9470-2018舰船用隐身玻璃规范GJB9471-2018宽频透波复合材料桅杆规范GJB83A-2018高强玻璃纤维纱规范GJB 392A-2018 航空用玻璃纤维复合材料气瓶规范GJB 微波混频器通用规范1462A-2018GJB1523A-2018精密线绕电位器通用规范GJB1961A-2018浸渍法军用气象气球规范GJB 2831/1-2018 地球同步轨道用全密封氢镍蓄电池详细规范GJB2922A-2018无人侦察机测控系统通用规范GJB3856A-2018高炮武器系统定型试验规程GJB4331A-2018深潜器用铅酸蓄电池规范GJB 军用直升机防弹抗坠毁燃油箱9311-2018 通用规范GJB 9313-2018 军用直升机机载设备维修手册编制要求GJB9319-2018防空兵连指挥车部队试验规程GJB 9331-2018 固体火箭发动机工业射线层析成像(CT)检测要求GJB 9334-2018 水面舰船水声对抗系统定型试验规程GJB9338-2018地地导弹光纤总线通用要求GJB 9339-2018 航天器太阳电池阵驱动机构加速寿命验证试验方法GJB 卫星微波成像系统星地一体化9340-2018 指标体系GJB 9349-2018 中继卫星系统S 频段终端通用规范GJB 9354-2018 地球静止轨道卫星测控权移交规程GJB 9358-2018 导弹和运载火箭遥测数据事后处理结果报告编写规定GJB9359-2018液体火箭发动机试验检测方法GJB9361-2018功率指示器检定规程GJB9374-2018陶瓷外壳外观检测方法GJB 射频继电器通用规范GJB 9380-2018 表面安装器件焊点寿命试验方法及评价要求GJB 9381-2018 导热型金属基覆铜箔层压板通用规范GJB 9383-2018 航天用碳纤维复合材料气瓶规范GJB 9384-2018 航天用碳纤维复合材料贮箱规范GJB9390-2018测量接收机通用规范GJB 9397-2018 军用电子元器件中子辐射效应试验方法GJB 炮射雷达干扰弹定型试验规程GJB 9407-2018 军用电子设备低功耗设计通用要求GJB 9420-2018 载人航天工程空间应用在轨管理要求GJB9426-2018建模与仿真实体数据通用要求GJB 9432-2018 军用可编程逻辑器件软件开发通用要求GJB 9433-2018 军用可编程逻辑器件软件测试要求GJB 9458-2018 航空用3J78高温高弹性合金规范GJB 飞机雷达波隐身玻璃规范GJB 9462-2018 激光陀螺用超低膨胀微晶玻璃规范GJB 9463-2018 磷酸氧钛铷(RTP)电光晶体规范GJB9466-2018氢镍蓄电池用氧化锆布膜规范GJB 9468-2018 雷达天线罩用纤维增强塑料泡沫夹层结构件规范GJB9473-2018低介电透波玻璃纤维布规范GJB 9474-2018 耐压透波卫星定位装置玻璃纤维增强塑料壳体规范GJB 战场侦察雷达定型试验规程GJB 1521/1-2018 T31S01型小功率脉冲变压器详细规范GJB 1521/2-2018 T31S02型小功率脉冲变压器详细规范GJB1678A-2018飞机电加温玻璃规范GJB 2466A-2018 玻璃纤维增强塑料水雷雷体规范GJB3886B-2018装备采购合同费用监督要求GJB4591A-2018武装直升机通用使用要求GJB 防空兵弹药车部队试验规程GJB9318-2018防空兵检测车部队试验规程GJB 9328-2018 舰空导弹武器系统设计定型靶场试验规程GJB9337-2018地地导弹光纤总线协议GJB9352-2018星载合成孔径雷达内定标方法GJB9360-2018单推－3安全应用准则GJB 9364-2018 电子对抗作战仿真想定数据交换内容与格式GJB 电子对抗专业基础训练室通用9365-2018 要求GJB 9370-2018 军用柔性电磁屏蔽帐篷通用规范GJB9371-2018循环式潜水呼吸器通用规范GJB9387-2018微波混频器测试方法GJB9394-2018强声武器声场参数测量方法GJB 9418.1-2018军用信息系统安全审计通用要求第1部分：网络安全审计GJB 9461-2018 航空用芳纶纤维复合材料高压气瓶规范GJB 卫星光学遥感用高纯石英玻璃9467-2018 规范GJB高硅氧玻璃纤维隔热棉毡规范9472-2018。
“北航2号”固液火箭发动机总体设计李君海,朱浩,田辉,俞南嘉,蔡国飙（北京航空航天大学宇航学院，北京，100191）摘要：介绍了固液火箭发动机原理和“北航2号”固液火箭发动机的设计流程，进行了总体参数设计、分系统方案选择及关键部件详细设计，最终完成发动机的总体设计。
发动机进行了一系列地面试验，试验中获得的发动机性能参数证明发动机满足探空火箭总体提出的技术要求。
2008年12月5日，“北航2号”在中国酒泉卫星发射中心进行了飞行试验，取得了圆满成功，成为中国首枚采用固液火箭发动机技术的探空火箭，验证了固液火箭发动机新技术的安全性、可行性及经济性，为固液火箭发动机的进一步发展垫定了基础。
关键词：探空火箭、固液火箭发动机、总体设计、飞行试验；1 引 言目前，国际上航天技术强国都开展了对固液火箭发动机技术的研究，一方面由于商业竞争的日趋激烈，低成本火箭的发展显得格外的重要；另一方面，1986年1月28日“挑战者”号和1986年4月18日“大力神”III 运载火箭的固体助推器出现故障引起爆炸，这也引起了NASA的注意，试图用固液推进剂来代替单一的固体推进剂，从而固液火箭发动机的研究成为一个热点方向。
值得一提的是2004年，美国Scaled复合材料公司进行的亚轨道商业飞行计划中，采用以固液火箭发动机为动力装置的“太空船一号”（Space Ship One）飞船成功的把三个人送到100公里高的亚轨道上。
这是完全由私人企业进行的载人太空飞行计划，它很好的利用固液火箭发动机安全性与经济性好的优点，赢得了“安萨里X大奖”（这项大奖为激励商业性太空旅行而设，奖金高达1000万美元），也为固液火箭发动机技术的发展增强了信心。
国内对固液火箭发动机的研究始于50年代末，首先由中国科学院大连化学物理研究所开展，60年代末转到航天部四院继续研制，由于种种原因于70年代末停止了研究。
近几年来，充分考虑到固液火箭发动机的优点及发动机技术的发展趋势，这方面研究又重新开展起来。
水火箭○主题由来水火箭起源于日本夷山的划艇俱乐部成员，他们乐于进行野外活动。
于某日，他们看见用宝特瓶向翻覆的加拿大游挺发射救生索的场面，逐而诞生了用水喷射宝特瓶的构想。
水火箭是一个利用质量比和气压作用而设计的玩具，同时是物理教学中著名的案例之一，其中蕴含的物理原理是了解物理中力学的重要的基础。
水火箭又称气压式喷水火箭、水推进火箭，是利用废弃的饮料瓶制作成动力舱、箭体、箭头、尾翼。
灌入三分之一的水（水是水火箭的燃料），利用打气筒充入空气到达一定的压力后发射。
是利用水和空气的质量之比（水的密度是空气的771倍），压力空气把水从火箭尾部的喷嘴向后高速喷出，在反作用下，水火箭以急快的速度快速上升，靠惯性在空中滑翔飞行，像导弹一样有一个飞行轨迹，最后达到一定高度,在空中打开降落伞徐徐降落的火箭模型。
○背景介绍现代国防技术里火箭技术是相当重要的一种，涉及到GPS导航技术、军用和民用卫星技术、导弹发射等等，下面我们就先简单了解下关于火箭方面的知识。
1.古代火箭火药火箭是由中国人发明的，中国是古代火药火箭的故乡。
由中国古代科学家最早运用火药燃气反作用力原理创制的火箭，方法是将火药装在纸筒里，然后点燃发射出去。
或将燃烧物附在弓箭头上用做武器使用。
火箭这个词在公元三世纪的三国时代就已出现。
在公元228年三国时期，魏国第一次在射出的箭上装上火把，当时蜀国丞相诸葛亮率军进攻陈仓(今陕西宝鸡东)时，魏国守将郝昭就用火箭焚烧了蜀军攻城的云梯，守住了陈仓。
"火箭"一词自此出现。
不过当时的火箭只是在箭头后部绑附浸满油脂的麻布等易燃物，点燃后用弓弩射至敌方，达到纵火目的的兵器。
中国古代火箭有箭头、箭杆、箭羽和火药筒四大部分。
火药筒外壳用竹筒或硬纸筒制作，里面填充火药，筒上端封闭，下端开口，筒侧小孔引出导火线。
点火后，火药在筒中燃烧，产生大量气体，高速向后喷射，产生向前推力。
其实这就是现代火箭的雏形。
火药筒相当于现代火箭的推进系统。
常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肼、煤油等。
现代液体燃料火箭是美国人戈达德搞出来的：第一个是采用液氧-煤油。
发射卫星的火箭燃料要体积小，重量轻，但发出的热量要大，这样才能减轻火箭的重量，使卫星快速地送上轨道。
液体燃料放出的能量大，产生的推力也大；而且这种燃料比较容易控制，燃烧时间较长，因此，发射卫星的火箭大都采用液体燃料。
液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。
氧化剂和燃烧剂必须储存在不同的储箱中。
液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。
推力室是将液体推进剂的化学能转变成推进力的重要组件。
它由推进剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成。
推进剂通过喷注器注入燃烧室，经雾化，蒸发，混合和燃烧等过成生成燃烧产物，以高速（25O0一5000米／秒）从喷管中冲出而产生推力。
燃烧室内压力可达2O0大气压（约20OMPa）、温度300O～400O℃，故需要冷却。
推进剂供应系统的功用是按要求的流量和压力向燃烧室输送推进剂。
按输送方式不同，有挤压式（气压式）和泵压式两类供应系统。
挤压式供应系统是利用高压气体经减压器减压后（氧化剂、燃烧剂的流量是靠减压器调定的压力控制）进入氧化剂、燃烧剂贮箱，将其分别挤压到燃烧室中。
挤压式供应系统只用于小推力发动机。
大推力发动机则用泵压式供应系统，这种系统是用液压泵输送推进剂。
发动机控制系统的功用是对发动机的工作程序和工作参数进行调节和控制。
工作程序包括发动机起动、工作。
关机三个阶段，这一过程是按预定程序自动进行的。
工作参数主要指推力大小、推进剂的混合比。
液体火箭发动机的优点是比冲高（25O～5OO秒），推力范围大（单台推力在1克力～700吨力）、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。
液体火箭的推进剂，其中比较常用的有：四氧化二氮-肼类（偏二甲肼，一甲基肼，肼），液氧-煤油，液氢-液氧等。
随着火箭时代的来临，液化气体的位置一下就提升到新的吸引人的高度。
第22卷第1期2007年1月航空动力学报Journal of Aerospace PowerVol.22No.1Jan.2007文章编号:1000-8055(2007)01-0096-06液体火箭发动机试验台贮箱增压系统数值仿真陈 阳1,张振鹏1,瞿 骞2,朱子环2(1.北京航空航天大学宇航学院,北京100083; 2.北京航天试验技术研究所,北京100074)摘 要:在不考虑传热传质的情况下建立了一种简化的贮箱模型,并采用液体火箭发动机试验台气路系统通用模块化建模与仿真软件对容腔放气过程和某试验台贮箱增压系统在发动机点火工作段的增压过程进行了仿真,计算结果与分析解和试验结果获得了较好的一致,验证了软件的有效性和通用性.对两个系统的建模过程表明软件所采用的模块化建模与仿真方法适用于对复杂管网的建模,在液体火箭发动机系统仿真上具有较好的应用前景.对贮箱增压系统的仿真表明,合理设计P ID 控制参数并根据经验预置与额定流量相近的调节阀初始开度,对于提高增压系统起动过程的平稳性有利.关 键 词:航空、航天推进系统;液体火箭发动机;试验台贮箱增压系统;数值仿真;P ID 控制中图分类号:V 434 文献标识码:A收稿日期:2005-12-12;修订日期:2006-05-09作者简介:陈阳(1979-),男,河南漯河人,北京航空航天大学宇航学院博士生,主要从事液体火箭发动机系统动力学与仿真研究.Numerical simulation for tank pressurization system of LRE test -bedCHEN Yang 1,ZH ANG Zhen -peng 1,QU Qian 2,ZHU Z-i huan 2( 1.School of Astr onautics,Beijing U niversity of A ero nautics and Astro nautics,Beijing 100083,China;2.Beijing Institute of Aerospace Testing Technolog y,Beijing 100074,China )Abstract:A simple mo del of propellant tank w as established by neg lecting m ass and heat transfer betw een the pr opellant and pressurant.T hen by employing the modular ization modeling and sim ulation softw are for liquid r ocket engine(LRE)test -bed g as sy stem(LRET-BMM SS -GS),blow dow n of a tank and pressurization of a LO 2tank pr essurizatio n sy stem during engine firing w ere simulated.T he sim ulation r esults ar e in g ood ag reem ent with the analytical solution and test data.Accordingly ,the softw are is validated to be effective and versatile.T he prog ress of m odeling tw o sy stems show s that the m ethod of M M S is suitable for modeling complicated LRE system and can be used to sim ulate all kinds of w orking pro cesses of LRE sy stem.T he simulatio n o f LO 2tank pressurization system indicates that PID control parameters should be set reasonably and the initial opening of pneumatic dia -phragm co ntrol valve should be adjusted to nom inal pressurant mass rate,w hich is effective to improv e stability of pr essurizatio n starting transient.Key words:aerospace propulsion system ;liquid rocket eng ine(LRE);tank pressur izationsystem of LRE test -bed;num erical sim ulation;PID co ntro l液体火箭发动机试验台作为液体火箭发动机热试车与热检验的试验检测平台,为满足液体火箭发动机的各种试验要求,需要在试验台设计阶段、安装调试阶段、热试车阶段开展全面的研究.第1期陈 阳等:液体火箭发动机试验台贮箱增压系统数值仿真数值仿真技术作为试验与理论之外的第三种研究手段,可以缩短研制周期,降低试验费用,并为试验提供指导性建议.当数学模型经过几次修正和检验,证明已能相当精确地描述实际工作过程时,就可用数学方法解决部分试验问题.在仿真模型的建立上,传统的建模方式往往是系统结构与计算程序相关,如果系统结构有所改变,必须深入到计算程序中作出相应修改,模块化的方法[1]很好的解决了这一问题.液体火箭发动机试验台气路系统通用模块化建模与仿真软件LRETBMMSS -GS 就是根据这种思想开发的,然而数值仿真能否用于指导实践取决于软件的有效性与通用性,即软件能否较好地在计算机上重现实际试验台系统的动态工作过程,需要通过与试验数据的对比进行评估.文献[2]采用GFSSP 软件对某推进试验装置的氦气增压系统作了全试车过程仿真,验证了GF -SSP 软件的有效性和通用性.文献[2~4]为了准确计算增压气体的流量以及贮箱内温度、压强的动态过程,考虑了贮箱内低温液体与气体以及流体与管壁之间复杂的传热传质关系,获得了与试验数据符合较好的结果.在推进剂流量已知的情况下,文献[5,6]提出了一种计算增压气体流量的经验公式.本文在不考虑传热传质的情况下建立了一种简化的贮箱模型,借鉴文献[2~4]的计算结果,采用LRETBMMSS -GS 软件对容腔放气过程和某试验台贮箱增压系统在发动机点火工作段的增压过程进行了仿真,并对计算结果进行了评估.1 仿真软件简介LRETBMM SS -GS 采用模块化方法开发,包括数值计算程序和可视化输入输出界面,前者采用Fo rtr an90语言和基于模块子程序调用的程序设计方法编写,后者采用M icro soft Visual C++语言开发.如图1所示为数值计算程序的总体框架,模块子程序库中贮箱为新加模块,其它六个模块数值模型的算法部分在文献[7~9]中已经建立起来,本文对其中的变体积气体容积的能量方程[8]作了修正,考虑了流体的膨胀功.采用该软件可处理由这七个模块所组成的试验台气路系统的通用模块化建模与仿真问题.2 容腔放气算例文献[10]对某容腔放气过程进行了仿真,并通过与等熵过程分析解的比较验证了GFSSP 软件的有效性.采用LRETBMM SS -GS 软件建立的图1 仿真软件数值计算部分的总体框架Fig.1 F ramew ork o f simulatio n soft war enumerical par t数值仿真模型如图2所示,把此系统化为1个气体容积(GVol1)、1段气体管道(GP1)、1个流体源(FS1),图中标出了系统的尺寸和初始状态.图2 容腔放气系统的数值仿真模型F ig.2 N umerical simulatio n mo del oftank blow do wn systemGP1流场网格数划分为8个,如图3所示为仿真结果与分析解的对比,140s 时刻仿真值与分析解相差1%,符合很好.图3 容腔放气系统仿真结果与分析解的对比Fig.3 Comparison o f results by simulation andanalytica l solution97航 空 动 力 学 报第22卷3 试验台贮箱增压系统算例3.1 贮箱简化模型对于低温推进剂贮箱,液面上方气枕压强的变化主要取决于增压气体流入速度、推进剂流出速度以及贮箱内的传热传质作用.本文建模时采用简化的贮箱模型,认为贮箱内气枕的状态是瞬时一致和均匀的,不考虑推进剂和管壁对气枕的传热传质,根据考虑膨胀功的变体积气体容积模型,气枕的模型方程为:图4 液氧贮箱增压系统的数值仿真模型Fig.4 N umer ical simulation model o f LO 2tank pr essurization sy stem连续方程:d Q d t =1VEn _in i=1Q ini (u n A n )i -Q V d Vd t能量方程:d p d t =C V E n _in i=1p in i (u n A n )i -C p V d V d tVar in i =Var a if (u n )i E 0Var if (u n )i <0,Var I {Q ,p }d V d t =Q L d V Q L d t =Q m L Q L式中,n _in 为贮箱入口管道个数,u n 、A n 分别为第i 条管道下游边界网格的速度和截面积,V 为贮箱气枕体积,Q m L 为推进剂流出贮箱的质量流量,Q L 为推进剂密度.对于液氧贮箱,文献[2]试验测得发动机点火时刻气枕初始温度约为140K,随着发动机进入稳态工况,气枕温度近似呈线性上升,100s 时刻约为170K.文献[5,6]给出的计算增压气体流量的经验公式为:Q m =p Ullage ZRT U llage Q m L Q L式中,Z 为贮箱气枕部分气体在压强为p U llage 、温度为T U llage 情况下的压缩系数,R 为气体常数.对于T Ullage 的取值,文献[5]根据以往试验数据建议,液氧贮箱取为180K,液氢贮箱取为140K.3.2 系统数值仿真模型图4为某液体火箭发动机试验台液氧贮箱增压系统的数值仿真模型,模块化建模时把此系统化为24段气体管道(GP1~GP24)、5个气体容积(GVol1~GV ol5,即高压气瓶和4个集气管)、1个贮箱(T ank1)、11个气体阀门(GV1~GV11)、1个气体减压器(GPRR1)、1个气动薄膜调节阀(PDCV1),气体管道流场网格划分为100mm/grid,图中标出了各管道的长度(单位:m)、外径和厚度(单位:mm ),阀门和集气管沿管路走向的长度为2个网格单元.阀门6、8在发动机起动前已经关闭,其对应的流路只用于管路预冷时的增压,气动球阀GV5在火药启动器点火时刻打开(由发出信号到完全打开有一个响应时间),其它阀门常开.氮气瓶体积、贮箱气枕初始体积分别为20.0m 3、1.2m 3.火药启动器点火时刻系统初始状态为:高压氮气瓶-减压器高压腔之间管路为p 1,减压器低压腔-气动球阀GV5上游腔之间管路为p 2,GV5下游腔之后管路为p 3,贮箱之前管路温度为278K,贮箱为140K,减压器操纵腔中输入操纵气压强p 6,调节阀薄膜气室中输入初始控制气压强p (0).贮箱压强给定值0.49MPa,GV5响应时间设为0.21s.参考试验数据,两个算例的参数设置见表1,其中K p 、K i 、K d 、T 为PID 控制参数(比例系数、积分系数、微分系数和采样周期),h(0)为p (0)对应的调节阀初始开度.贮箱出口边界采用试98第1期陈 阳等:液体火箭发动机试验台贮箱增压系统数值仿真表1 液氧贮箱增压系统初始和PID 控制参数设置Table 1 Initialization and PID control parameters of LO 2tank pressurization system算例p 1/M P a p 2/M Pa p 3/M Pa p 6/M Pa K p KiK d T /s p (0)/M Pa h (0)/mm 114 1.7050.467 2.049 1.20.01200.10.0200.002142.0320.4642.42120.050.10.0353.00验测得的时间-流量曲线,即液氧质量流量Q mL 的试验数据.发动机起动程序[11]开始后,在零秒时刻火药启动器点火,此时涡轮泵处于起动阶段,液氧流量较小,约1s 之后,推力室点火,液氧流量突增到额定工况,增压系统工作情况因此可分为两个过程:减压器阀芯开启阶段和贮箱压强在PID 调节作用下向给定值恢复阶段.认为气体管流为一维理想气体绝热流动,管壁摩擦采用准稳态的平均摩擦损失模型,采用经典四级四阶龙格-库塔法对上述动态过程进行数值仿真.3.3 仿真结果及分析图5为贮箱增压系统仿真结果与试验结果的对比.从系统设置情况和图中曲线可知,0s 时刻火药起动器点火,同时PID 调节仪开始工作,气动球阀GV5经过0.21s 后打开,由于在仿真的30s 内贮箱气枕压强始终小于箱压给定值,因此PID 控制积分环节的作用效果始终趋向于使调节阀阀芯开度增大.从图5(a)、(b)、(c)可以看出,算例1由于没有预置调节阀初始开度,在调节仪控制下增大到额定值需要一定的时间,因此减压器低压腔压强有一段约2s 的起动过程,同时贮箱入口增压气体流量也有一个增大过程.由于此时液氧流量较小,贮箱气枕压强在开始的1.4s 内基本维持不变,随着涡轮泵起动至额定工况,液氧流量突增到额定值,气枕体积扩大速度变快,此时增压气体流量尚小,气枕压强开始降低,在调节仪控制下调节阀开度增大速度变快(此时比例环节与积分环节作用效果相同),相应的贮箱入口增压气体流量增大速度也变快,约3.1s 时刻气枕压强开始向给定值恢复.通过与试验曲线的比较,仿真结果很好地预示了这一过程.从图5(d)、(e)、(f)可以看出,算例2由于按照经验预置了调节阀初始开度,减压器开启过程较快,贮箱入口增压气体流量在GV5打开后很快图5 液氧贮箱增压系统数值仿真结果与试验结果的对比Fig.5 Compariso n between simulation and test data o f LO 2tank pr essurization sy stem99航 空 动 力 学 报第22卷地接近额定值,因此贮箱内气枕压强在0.21s 之后的一段时间逐渐增大,在PID 控制比例环节的作用下(此时比例环节与积分环节作用效果相反)调节阀阀芯开度逐渐降低,相应的贮箱入口增压气体流量也逐渐降低,在液氧流量突增到额定值后,约1.57s 时刻气枕压强开始降低,在比例和积分环节共同作用下(此时比例环节与积分环节作用效果相同)调节阀阀芯开度迅速增大,约1.97s 时刻气枕压强又开始增大,此后向给定值0.49MPa 逐渐逼近.试验曲线与仿真曲线都很好地预示了这一过程.两个算例在起动段气枕压强仿真曲线的变化幅度没有试验测量的那样明显,原因有三方面,一是没有考虑传热传质的影响,二是试验数据动态测量方面的因素,三是PID 控制参数的设置与试验时的实际情况有差别.图6为贮箱入口增压气体流量仿真结果与按照文献[5,6]经验公式计算出的增压气体流量之间的对比,对于经验公式中T U llage 的取值,分别采用仿真值和按照文献[5]建议取为180K,相应的计算出两条流量经验曲线.从图6(a)、(b)可以看出,经验公式的计算结果明显高于仿真结果,原因是经验公式采用了气枕体积流量等于推进剂体积流量的假设而未考虑增压气体进入气枕后的温升效应.与此相反,仿真未考虑传热对增压气体能量的消耗而导致气枕温度上升速度过快,从而高估了增压气体在贮箱入口和气液交界面处质量流量的不平衡.实际的流量应该是介于两者之间.图7为减压器GPRR1和调节阀PDCV1阀芯开度的动态仿真曲线.从图7(a)、(b )可以看出,减压器阀芯开度存在振荡.仿真研究发现这与减压器结构尺寸的设置以及各集气管体积的大小有关.增大减压器高、低压腔或增大各集气管体积可以减小振荡幅度,但是最根本的原因是由于试验台选用的减压器流量级别较大(千克级),而试验时工作在小流量工况下.图6 贮箱入口增压气体流量仿真结果与经验公式计算结果的对比Fig.6 Compar ison betw een simulation result o f tank inlet pressur ant mass rateand pr edictio n by experiential formula图7 气体减压器、气动薄膜调节阀阀芯开度仿真结果F ig.7 Simulation r esults o f valve core o pening fo rG PRR1and PDCV 1100第1期陈阳等:液体火箭发动机试验台贮箱增压系统数值仿真4结论通过采用LRET BM M SS-GS软件对容腔放气过程和某试验台贮箱增压系统在发动机点火工作段增压过程进行的仿真,得出如下结论:(1)计算结果与分析解或试验结果获得了较好的一致,验证了软件的有效性和通用性.(2)对两个系统的建模过程表明软件所采用的模块化建模与仿真方法适用于对复杂管网的建模,在液体火箭发动机系统仿真上具有较好的应用前景.(3)对贮箱增压系统的仿真表明,合理设计PID控制参数并根据经验预置与额定流量相近的调节阀初始开度,对于提高增压系统起动过程的平稳性有利.(4)贮箱增压系统的箱压试验曲线在起动段波动幅度比仿真值大,数值仿真未能揭示出其原因,需要建立更为准确的低温推进剂贮箱模型以考虑传热传质作用对气枕压强的影响,同时需要考虑试验测量方面的因素.(5)贮箱增压系统所用减压器、气动薄膜调节阀阀芯处的流量是进出口压强比、阀芯开度和流量系数的函数.在进出口压强、额定流量一定的情况下,阀芯开度取决于流量系数的取值.由于缺乏这两个组件的节流特性试验数据,仿真时节流处的流量系数按工程经验取值.然而实际的流量系数与阀芯开度、节流状态以及气体物性有关,如果要进一步提高仿真的准确性,需要开展系统相关组件的特性试验.参考文献:[1]张育林,刘昆,程谋森.液体火箭发动机动力学理论与应用[M].北京:科学出版社,2005.[2]H olt K,M ajumdar A.Numerical modeling and test datacomparison of propulsion test article helium pr ess urization S ystem[R].AIAA2000-3719.[3]M aju mdar A,Steadman T.Numerical modeling of pressur-ization of a propellant tank.AIAA99-0879.[4]Zilliac G,Karabeyoglu M A.M odeling of propellant tankpress urization.AIAA2005-3549.[5]瞿骞.高压、小气枕低温贮箱智能增压技术[J].低温工程,2005,(5):22-25.QU Qian.An intelligence pressuriz ation technology of high press ure an d small u llage at low tem perature tank[J].C ryo-genics,2005,(5):22-25.[6]郭霄峰主编.液体火箭发动机试验[M].北京:宇航出版社,1990:284-286.[7]陈阳,高芳,张振鹏,等.液体火箭发动机试验台贮箱增压系统模块化仿真[J].航空动力学报,2005,20(2):339-344.CH EN Yang,GAO Fang,ZH ANG Zh enpeng,et al.M odu-lar simulation for tank p ress urization sys tem of LRE test-b ed[J].J ou rnal of A erospace Pow er,2005,20(2):339-344.[8]陈阳,高芳,张黎辉,等.减压器动态仿真的有限体积模型[J].推进技术,2006,27(1):9-14.CH EN Yan g,GAO Fang,ZHANG Lih ui,et al.Finite vol-um e model for numerical simu lation on dynamic process of press ure reducing regulator[J].J ou rnal of Propulsion T ech-nology,2006,27(1):9-14.[9]陈阳,高芳,张振鹏,等.气动薄膜调节阀控制系统工作过程的动态仿真[A].第五届液体火箭推进专业委员会第一次会议论文集[C],三亚:中国宇航学会,2005:316-324. [10]M aju mdar A,Bailey J W,Sch allhorn P,et al.A gen eralizedfluid sys tem simu lation program to model flow distrib ution in fluid netw ork s[R].AIAA98-3682.[11]陈新华主编.运载火箭推进系统[M].北京:国防工业出版社,2002.101。
