摘要： 為了提升液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)早期故障識(shí)別能力與效率,提出一種基于應(yīng)力波技術(shù)的發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵故障檢測(cè)方法。介紹了應(yīng)力波信號(hào)的產(chǎn)生機(jī)理、獲取途徑和檢測(cè)原理,針對(duì)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)特點(diǎn),研究了應(yīng)力波檢測(cè)技術(shù)在低溫環(huán)境下進(jìn)行應(yīng)用的解決方案,搭建了用于YF-XX發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵故障模式識(shí)別的應(yīng)力波檢測(cè)系統(tǒng)。經(jīng)過試驗(yàn)測(cè)試表明,應(yīng)力波信號(hào)的分析結(jié)果中能夠提取出氫泵和氧泵的6倍轉(zhuǎn)速頻率,與振動(dòng)數(shù)據(jù)的分析結(jié)果具有較好的一致性,且有效避免了低頻噪聲的影響,有利于對(duì)故障模式的分析。驗(yàn)證了應(yīng)力波技術(shù)在液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)任務(wù)中的可行性。

摘要： 針對(duì)稀疏數(shù)據(jù)場(chǎng)景下,傳統(tǒng)的多項(xiàng)式-狄利克雷模型存在一定的分類精度問題,提出一種基于變分推理的分層貝葉斯網(wǎng)絡(luò)的參數(shù)估計(jì)方法.通過在傳統(tǒng)的多項(xiàng)式-狄利克雷模型中引入超先驗(yàn),構(gòu)建出的分層多項(xiàng)式-狄利克雷模型可用于貝葉斯網(wǎng)絡(luò)中的條件分布估計(jì).對(duì)分層多項(xiàng)式-狄利克雷模型的先驗(yàn)依賴結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析研究,提出一種快速準(zhǔn)確的自組織變分推理算法.與傳統(tǒng)的分類模型相比,本文提出的分層多項(xiàng)式-狄利克雷模型在處理小數(shù)據(jù)集液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的故障分類中有顯著的性能提高.

摘要： 500 tf級(jí)液氧煤油高壓補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)是我國(guó)下一代航天主動(dòng)力,將大幅提升我國(guó)航天動(dòng)力的技術(shù)水平,為我國(guó)航天發(fā)展提供強(qiáng)大動(dòng)力。發(fā)動(dòng)機(jī)采用高壓補(bǔ)燃循環(huán)系統(tǒng)、泵后搖擺和雙推力室方案,具有無毒環(huán)保、高性能、高可靠、推力和混合比可調(diào)節(jié)、使用維護(hù)便捷等特點(diǎn),發(fā)動(dòng)機(jī)研制需突破分級(jí)啟動(dòng)、健康管理、泵后搖擺、大功率高效渦輪泵、高壓大流量高性能燃燒組件、高壓大流量調(diào)節(jié)組件及低溫閥門、發(fā)動(dòng)機(jī)新工藝與熱試驗(yàn)等多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。目前已完成發(fā)動(dòng)機(jī)的方案設(shè)計(jì)和生產(chǎn),開展了大量試驗(yàn)驗(yàn)證,完成半系統(tǒng)試車和首臺(tái)整機(jī)裝配,關(guān)鍵技術(shù)取得重大突破,為發(fā)動(dòng)機(jī)后續(xù)工程研制奠定了基礎(chǔ)。

摘要： 航天推進(jìn)產(chǎn)業(yè)是指為航天和國(guó)防應(yīng)用提供各類型火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的企業(yè)及其上游供應(yīng)商,包含固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、吸氣式超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、電推進(jìn)系統(tǒng)、核推進(jìn)及其他先進(jìn)推進(jìn)技術(shù)領(lǐng)域的研發(fā)研制。這些企業(yè)及其供應(yīng)商研制和供應(yīng)各類型火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的能力很大程度上決定了運(yùn)載火箭、導(dǎo)彈武器、衛(wèi)星和航天器的發(fā)展水平,以及新一代武器平臺(tái)和衛(wèi)星平臺(tái)的轉(zhuǎn)型升級(jí)。

摘要： 《火箭推進(jìn)》創(chuàng)刊于1975年,雙月刊,公開發(fā)行。由中國(guó)航天科技集團(tuán)有限公司主管,航天推進(jìn)技術(shù)研究院主辦,液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室承辦。《火箭推進(jìn)》作為國(guó)內(nèi)外唯一以“液體動(dòng)力”為主題的專業(yè)性學(xué)術(shù)期刊,以推廣液體動(dòng)力領(lǐng)域研究成果與新技術(shù),促進(jìn)學(xué)術(shù)交流,引領(lǐng)行業(yè)發(fā)展,推動(dòng)相關(guān)領(lǐng)域科技進(jìn)步為辦刊宗旨。重點(diǎn)征集火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)、組合動(dòng)力、新概念發(fā)動(dòng)機(jī)等領(lǐng)域的學(xué)術(shù)或技術(shù)論文。

摘要： 3月29日,我國(guó)在太原衛(wèi)星發(fā)射中心使用長(zhǎng)征六號(hào)改運(yùn)載火箭,成功將浦江二號(hào)和天鯤二號(hào)衛(wèi)星送入預(yù)定軌道。此次發(fā)射不僅是長(zhǎng)征六號(hào)改火箭的首飛,也是我國(guó)固液運(yùn)載火箭的首次發(fā)射。那么,固液運(yùn)載火箭有什么特點(diǎn)呢?從世界范圍看,各國(guó)研制的運(yùn)載火箭大部分都采用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力系統(tǒng),但固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)也不罕見,例如中國(guó)的“長(zhǎng)征十一號(hào)”、美國(guó)的“金牛座”和“飛馬座”,或是歐洲的“織女星”及俄羅斯的“起飛號(hào)”等。目前,很多民營(yíng)航天企業(yè)研制的航天運(yùn)載工具更是從固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)起步。

摘要： 《火箭推進(jìn)》創(chuàng)刊于1975年,雙月刊,公開發(fā)行。由中國(guó)航天科技集團(tuán)有限公司主管,航天推進(jìn)技術(shù)研究院主辦,液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室承辦?！痘鸺七M(jìn)》作為國(guó)內(nèi)外唯一以“液體動(dòng)力”為主題的專業(yè)性學(xué)術(shù)期刊,以推廣液體動(dòng)力領(lǐng)域研究成果與新技術(shù),促進(jìn)學(xué)術(shù)交流,引領(lǐng)行業(yè)發(fā)展,推動(dòng)相關(guān)領(lǐng)域科技進(jìn)步為辦刊宗旨。重點(diǎn)征集火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)、組合動(dòng)力、新概念發(fā)動(dòng)機(jī)等領(lǐng)域的學(xué)術(shù)或技術(shù)論文。

摘要： 為提高航天發(fā)射任務(wù)的可靠性和安全性,對(duì)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)異常智能檢測(cè)技術(shù)進(jìn)行了研究。針對(duì)傳統(tǒng)方法存在的檢測(cè)準(zhǔn)確率低、依賴專家經(jīng)驗(yàn)和先驗(yàn)知識(shí)、所需數(shù)據(jù)量大等問題,提出運(yùn)用深度學(xué)習(xí)方法構(gòu)建自編碼式—生成對(duì)抗網(wǎng)絡(luò)——訓(xùn)練基于發(fā)動(dòng)機(jī)健康狀態(tài)下的多源數(shù)據(jù),測(cè)試基于輸入數(shù)據(jù)的重構(gòu)損失和鑒別分?jǐn)?shù),完成對(duì)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)異常狀態(tài)的智能檢測(cè)。某型號(hào)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面熱試車實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析結(jié)果表明,該方法取得了96.55的測(cè)試準(zhǔn)確率,并在利用鄰近信息的條件下取得最高100的準(zhǔn)確率,可有效用于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的異常檢測(cè)。

摘要： 《火箭推進(jìn)》創(chuàng)刊于1975年,雙月刊,公開發(fā)行。由中國(guó)航天科技集團(tuán)有限公司主管,航天推進(jìn)技術(shù)研究院主辦,液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室承辦?！痘鸺七M(jìn)》作為國(guó)內(nèi)外唯一以"液體動(dòng)力"為主題的專業(yè)性學(xué)術(shù)期刊,以推廣液體動(dòng)力領(lǐng)域研究成果與新技術(shù),促進(jìn)學(xué)術(shù)交流,引領(lǐng)行業(yè)發(fā)展,推動(dòng)相關(guān)領(lǐng)域科技進(jìn)步為辦刊宗旨。重點(diǎn)征集火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)、組合動(dòng)力、新概念發(fā)動(dòng)機(jī)等領(lǐng)域的學(xué)術(shù)或技術(shù)論文。

摘要： 高質(zhì)量保證成功、高效率完成任務(wù)、高效益推動(dòng)航天強(qiáng)國(guó)和國(guó)防建設(shè)是我國(guó)航天事業(yè)目前的“三高”發(fā)展目標(biāo),液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)具有系統(tǒng)復(fù)雜、性能高、環(huán)境惡劣、成本高等特點(diǎn),確保發(fā)動(dòng)機(jī)工作可靠性對(duì)于保證航天任務(wù)的成功至關(guān)重要。錢學(xué)森說:“產(chǎn)品的可靠性是設(shè)計(jì)出來的、生產(chǎn)出來的、管理出來的?！笨煽啃栽O(shè)計(jì)、生產(chǎn)、管理是個(gè)系統(tǒng)工程,三者缺一不可。

摘要： 為了較為全面地了解世界各國(guó)主要研究機(jī)構(gòu)的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試驗(yàn)?zāi)芰?通過廣泛的文獻(xiàn)檢索和深度的比對(duì),研究分析了主要國(guó)家具有代表性的部分現(xiàn)役典型的高空模擬試驗(yàn)系統(tǒng)技術(shù)方案、模擬試驗(yàn)?zāi)芰?、測(cè)控規(guī)模等關(guān)鍵問題,以更好地掌握液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)況,為未來先進(jìn)的高空模擬試驗(yàn)系統(tǒng)的研制提供一定的參考.

摘要： 連續(xù)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)已成為下一代高性能高任務(wù)適應(yīng)性航空航天動(dòng)力系統(tǒng)的重點(diǎn)發(fā)展方向,美國(guó)、俄羅斯、法國(guó)、日本等航天大國(guó)已紛紛開展連續(xù)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)及工程應(yīng)用研究.開發(fā)以連續(xù)爆震火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為代表的綜合性能指標(biāo)先進(jìn)的新型動(dòng)力系統(tǒng),是推動(dòng)航天運(yùn)輸技術(shù)革命性變革,有利支撐未來高效自由進(jìn)出空間和深空探測(cè)等任務(wù)的重要舉措.目前中國(guó)尚不具備連續(xù)爆震火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工程應(yīng)用基礎(chǔ),以易于起爆和維持的氫氧連續(xù)爆震火箭發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)為切入點(diǎn)和突破口,開展連續(xù)爆震火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工程應(yīng)用探索,具有極強(qiáng)的現(xiàn)實(shí)可行性和輻射帶動(dòng)意義.通過開展氫氧連續(xù)爆震火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方案和核心機(jī)研究,突破可靠起爆、高效穩(wěn)定增壓燃燒、主動(dòng)冷卻熱管理和試驗(yàn)測(cè)試與評(píng)估等核心機(jī)關(guān)鍵技術(shù),從源頭上建立連續(xù)爆震火箭發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)的工程化設(shè)計(jì)準(zhǔn)則和設(shè)計(jì)方法,探索連續(xù)爆震火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工程應(yīng)用的可靠工作邊界和適應(yīng)性準(zhǔn)則.氫氧連續(xù)爆震火箭發(fā)動(dòng)機(jī)將有助于突破現(xiàn)有液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的性能瓶頸和可靠性短板,滿足中國(guó)未來高比沖、高推重比的航天運(yùn)輸系統(tǒng)的發(fā)展需求,同時(shí)相關(guān)研究成果可進(jìn)一步推廣輻射到連續(xù)爆震火箭發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域的其它推進(jìn)劑組合和動(dòng)力組合,為連續(xù)爆震火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的大規(guī)模工程應(yīng)用奠定技術(shù)基礎(chǔ).

摘要： 離心噴嘴是液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)最為常用且最重要的噴注形式，霧化粒徑的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)是噴注器設(shè)計(jì)的重要前提及高效燃燒的有效保證.在設(shè)計(jì)階段有效地預(yù)測(cè)給定結(jié)構(gòu)的離心噴嘴霧化粒徑是是噴注器設(shè)計(jì)的重要前提及高效燃燒的有效保證.通過對(duì)霧化粒徑的影響因素分析,針對(duì)傳統(tǒng)霧化粒徑預(yù)測(cè)方法進(jìn)行了修正,提升了額定工況的預(yù)測(cè)準(zhǔn)確性.同時(shí)針對(duì)變工況條件下液膜厚度難以理論計(jì)算的難題,提出采用數(shù)值模擬獲得噴嘴頂部液膜厚度,作為參數(shù)代入修正后粒徑預(yù)測(cè)公式的方法,預(yù)測(cè)結(jié)果在變工況條件下與PDPA粒徑測(cè)量結(jié)果誤差不大于15％.

摘要： 旋轉(zhuǎn)汽蝕是發(fā)生在液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)誘導(dǎo)輪中的一種較為常見的汽蝕不穩(wěn)定現(xiàn)象，可導(dǎo)致轉(zhuǎn)子失衡和軸振動(dòng)等問題.為了研究流量條件對(duì)誘導(dǎo)輪旋轉(zhuǎn)汽蝕的影響,以某三葉片誘導(dǎo)輪的二維葉柵為研究對(duì)象,采用標(biāo)準(zhǔn)k-e湍流模型,分別進(jìn)行了0.8Q、1.0Q、1.2Q流量條件下的定常和非定常汽蝕仿真計(jì)算.通過定常計(jì)算得到了不同流量條件下的揚(yáng)程系數(shù)和汽蝕數(shù)關(guān)系曲線,在非定常計(jì)算結(jié)果中的特定汽蝕數(shù)范圍內(nèi)觀察到了超同步旋轉(zhuǎn)汽蝕現(xiàn)象.分析計(jì)算結(jié)果表明,旋轉(zhuǎn)汽蝕發(fā)生在斷裂汽蝕數(shù)前的特定汽蝕數(shù)范圍內(nèi);隨著流量增大,發(fā)生旋轉(zhuǎn)汽蝕的汽蝕數(shù)減小;同一流量條件下,在發(fā)生旋轉(zhuǎn)汽蝕的汽蝕數(shù)范圍內(nèi),隨著汽蝕數(shù)減小,氣穴遷移頻率減小.

摘要： 栓式發(fā)動(dòng)機(jī)廣泛用于變推力和固定推力液體推進(jìn)系統(tǒng),栓式噴注器發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展方向是小型化、快響應(yīng)、高性能和大變比等.系統(tǒng)分析了栓式噴注器軌控發(fā)動(dòng)機(jī)面臨的關(guān)鍵技術(shù),設(shè)計(jì)了一種新型的面關(guān)機(jī)、快響應(yīng)栓式噴注器發(fā)動(dòng)機(jī);建立了數(shù)值仿真模型,分析并優(yōu)化了面關(guān)機(jī)結(jié)構(gòu)、槽孔噴注形式和冷卻參數(shù);開展高壓全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)的熱試驗(yàn).研究結(jié)果表明,高室壓栓式發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率高,燃燒穩(wěn)定性好,冷卻可靠,響應(yīng)快.研究成果為先進(jìn)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展和工程應(yīng)用奠定了基礎(chǔ).

摘要： 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)存在大量噴霧組件及液膜/氣膜冷卻組件,對(duì)小孔精度及內(nèi)表面質(zhì)量要求極高,激光選區(qū)熔化可實(shí)現(xiàn)這類組件的一體化制造,受激光選區(qū)熔化成形激光高斯能量分布及激光深穿透懸垂面熔池下塌等工藝限制,該技術(shù)在成形小孔時(shí)存在尺寸精度及表面質(zhì)量差等問題,制約了其進(jìn)一步的推廣應(yīng)用.為提高SLM成形小孔尺寸精度、形狀精度和表面質(zhì)量,需針對(duì)“小孔”這一共性結(jié)構(gòu)單元,開展基礎(chǔ)成形工藝、精度補(bǔ)償研究.基于此,本文研究了成形工藝參數(shù)、掃描策略對(duì)小孔尺寸精度和表面質(zhì)量的影響規(guī)律,并對(duì)其進(jìn)行尺寸精度、形狀精度補(bǔ)償,確定了SLM成形小孔的優(yōu)化工藝參數(shù)及精度補(bǔ)償方法,為后續(xù)SLM成形小孔類零件提供技術(shù)支撐.

摘要： 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)是當(dāng)今世界各國(guó)深空探測(cè)器最為成熟的推進(jìn)系統(tǒng)之一,渦輪泵中渦輪部分作為液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中推進(jìn)劑輸送系統(tǒng)的動(dòng)力部件,在高速旋轉(zhuǎn)的同時(shí)承受高溫?zé)岘h(huán)境和極其復(fù)雜的力學(xué)環(huán)境,是發(fā)動(dòng)機(jī)故障多發(fā)部件.本文以某大推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的液氧渦輪泵中的渦輪部分為研究對(duì)象,采用商業(yè)計(jì)算軟件ANSYS CFX,基于非定常雷諾平均Navier-Stokes(N-S)方程和標(biāo)準(zhǔn)k-ε兩方程湍流模型,對(duì)該渦輪內(nèi)部流場(chǎng)進(jìn)行全三維非定常仿真計(jì)算.通過傅里葉變換方法,將流場(chǎng)脈動(dòng)的時(shí)域特性轉(zhuǎn)換為頻域特性,分析其流動(dòng)中存在的非定常脈動(dòng)特性.探究前排靜子葉片數(shù)目變化及其不對(duì)稱非諧設(shè)計(jì)對(duì)渦輪內(nèi)部流場(chǎng)非定常壓力脈動(dòng)及部件受力幅頻特性的影響,特別是后排轉(zhuǎn)子葉片所受前排靜葉尾流激振的脈動(dòng)特性.研究表明:渦輪內(nèi)動(dòng)靜干涉產(chǎn)生的葉頻是壓力脈動(dòng)的主要組成頻率,其次湍流及旋渦等還會(huì)引起其他頻率的脈動(dòng)成分,但相比而言幅值較小.靜葉數(shù)目變化會(huì)導(dǎo)致新倍頻脈動(dòng)成分的產(chǎn)生,且新倍頻的產(chǎn)生與各級(jí)葉片數(shù)目的組合密切相關(guān).不對(duì)稱靜子非諧設(shè)計(jì)下,轉(zhuǎn)子葉片上脈動(dòng)壓力及受到的激振力由靜子均布情況下的單頻率高幅值轉(zhuǎn)化為多頻率低幅值,有效降低作用在轉(zhuǎn)子上激振力,進(jìn)而提高轉(zhuǎn)子的疲勞壽命.本研究為減小渦輪內(nèi)壓力脈動(dòng)和機(jī)體振動(dòng)提供可行思路,對(duì)渦輪內(nèi)減振降噪具有指導(dǎo)意義.

摘要： 燃?xì)饫鋮s器在液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試驗(yàn)系統(tǒng)中是至關(guān)重要的環(huán)節(jié),承擔(dān)著將擴(kuò)壓器出口高溫燃?xì)饫鋮s至低溫然后送入引射系統(tǒng)的任務(wù).本文針對(duì)擴(kuò)散過渡段-蓄熱冷卻段-管式水冷段三段組合的燃?xì)饫鋮s器結(jié)構(gòu)方案,依據(jù)傳熱學(xué)理論給出相關(guān)設(shè)計(jì)方法,并以典型案例對(duì)設(shè)計(jì)方案進(jìn)行結(jié)構(gòu)計(jì)算與性能分析.結(jié)果表明:規(guī)定工作時(shí)間內(nèi)三段組件出口燃?xì)鉁囟群蛪毫ψ兓痉€(wěn)定;三段組合的燃?xì)饫鋮s器結(jié)構(gòu)方案能夠較好地完成冷卻燃?xì)獾脑囼?yàn)需求.相關(guān)工作可以為高空模擬試驗(yàn)系統(tǒng)中燃?xì)饫鋮s器的設(shè)計(jì)提供參考.

摘要： 國(guó)內(nèi)外對(duì)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的研究大都集中在爆震發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、爆震波的傳播規(guī)律等方面上,本課題結(jié)合現(xiàn)有的爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)及特點(diǎn)設(shè)計(jì)了一種盤式結(jié)構(gòu)的旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī),重點(diǎn)研究了燃燒室主要結(jié)構(gòu)參數(shù)、以及推進(jìn)劑噴注方式及參數(shù)的設(shè)計(jì)方法并對(duì)燃燒室的寬度以及推進(jìn)劑噴注面的參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化,推進(jìn)劑噴注方式采用環(huán)縫-噴孔對(duì)撞式,氧化劑噴注采用收縮-擴(kuò)張流道結(jié)構(gòu),外燃燒盤與環(huán)縫調(diào)節(jié)盤采用分體式設(shè)計(jì),完成了盤式旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)制作及試驗(yàn),對(duì)今后盤式爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)具有參考價(jià)值.

摘要： 國(guó)內(nèi)外對(duì)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的研究大都集中在爆震發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、爆震波的傳播規(guī)律等方面上,本課題結(jié)合現(xiàn)有的爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)及特點(diǎn)設(shè)計(jì)了一種盤式結(jié)構(gòu)的旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī),重點(diǎn)研究了燃燒室主要結(jié)構(gòu)參數(shù)、以及推進(jìn)劑噴注方式及參數(shù)的設(shè)計(jì)方法并對(duì)燃燒室的寬度以及推進(jìn)劑噴注面的參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化,推進(jìn)劑噴注方式采用環(huán)縫-噴孔對(duì)撞式,氧化劑噴注采用收縮-擴(kuò)張流道結(jié)構(gòu),外燃燒盤與環(huán)縫調(diào)節(jié)盤采用分體式設(shè)計(jì),完成了盤式旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)制作及試驗(yàn),對(duì)今后盤式爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)具有參考價(jià)值.

摘要： 本發(fā)明提供了一種液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的換向閥及液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，包含副殼體、主殼體、密封件、推力組件和閥主體。副殼體內(nèi)側(cè)具有供氣體介質(zhì)流通的第一通道和與第一通道延伸方向不同的第二通道；主殼體具有第一介質(zhì)入口、第一介質(zhì)出口和第二介質(zhì)出口；密封件套設(shè)在所述推力組件的表面，密封件的外側(cè)表面與副殼體的內(nèi)壁相互抵接；推力組件一端通過密封件設(shè)置在副殼體內(nèi)，另一端用于推動(dòng)位于主殼體內(nèi)的閥主體運(yùn)動(dòng)；密封件為泛塞圈，泛塞圈包含主體部、環(huán)形容納部和彈性件，彈性件設(shè)置在環(huán)形容納部，環(huán)形容納部?jī)?nèi)壁設(shè)有用于配合抵接彈性件的環(huán)形凸起；主體部的周向外表面設(shè)有環(huán)形凹部。與現(xiàn)有技術(shù)相比，可以改善密封效果，減少液體介質(zhì)的損失。

摘要： 本申請(qǐng)?zhí)峁┝艘环N密封口環(huán)、液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)離心泵及液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，該密封口環(huán)包括：內(nèi)環(huán)和套接在內(nèi)環(huán)外部的外環(huán)，內(nèi)環(huán)的內(nèi)側(cè)壁用于套設(shè)在泵輪的凸肩位置，外環(huán)的外側(cè)壁用于與泵殼間隙配合；內(nèi)環(huán)沿周向設(shè)有若干滾珠孔，滾珠孔內(nèi)布置有滾珠；滾珠孔遠(yuǎn)離外環(huán)的一端的直徑小于滾珠的直徑，滾珠孔沿內(nèi)環(huán)徑向的深度小于滾珠的直徑，以使得滾珠的一部分外露于滾珠孔的外部。本申請(qǐng)?zhí)峁┑拿芊饪诃h(huán)，在流體膜承載力不足時(shí)，密封口環(huán)在重力的作用下與泵輪接觸，由于滾珠孔沿內(nèi)環(huán)徑向的深度小于滾珠的直徑，使得滾珠的一部分外露并與泵輪滾動(dòng)接觸，減小了密封口環(huán)與泵輪的磨損，提升了泵輪與泵殼之間的密封效果，從而增加離心泵的可靠性和運(yùn)行效率。

摘要： 本發(fā)明公開了一種液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的閥門結(jié)構(gòu)及液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，包含作動(dòng)筒，雙層波紋管，推力組件和閥主體；所述作動(dòng)筒內(nèi)側(cè)具有供氣體介質(zhì)流通且貫穿其兩端的第一通道和與所述第一通道延伸方向不同的第二通道；所述推力組件的一端通過底座設(shè)置在所述作動(dòng)筒內(nèi)，另一端用于推動(dòng)所述閥主體運(yùn)動(dòng)，所述底座的外側(cè)緊貼在所述作動(dòng)筒的內(nèi)壁；所述雙層波紋管位于所述作動(dòng)筒的內(nèi)側(cè)，且外側(cè)表面與所述作動(dòng)筒內(nèi)壁相互抵觸，所述支撐板上設(shè)有與所述第一通道相通以供所述推力組件穿過的第三通道和第四通道，且所述第四通道一端與所述雙層波紋管之間間隙連通，另一端連通所述第二通道。同現(xiàn)有技術(shù)相比，該結(jié)構(gòu)減少發(fā)動(dòng)機(jī)控制氣的用量，提高閥門的密封性。

摘要： 本發(fā)明提供一種液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)旋流液膜冷卻結(jié)構(gòu)及火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其包括具有回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)的內(nèi)壁；套設(shè)在內(nèi)壁上的過渡段，過渡段開設(shè)有流道；過渡段與內(nèi)壁之間設(shè)置有內(nèi)腔；過渡段與內(nèi)壁之間設(shè)置有連通內(nèi)腔和燃燒室的流通間隙；套設(shè)在過渡段上的外壁，外壁與過渡段之間設(shè)置有與流道連通外腔；其中，過渡段上開設(shè)有多個(gè)與所述內(nèi)腔內(nèi)壁相切的切向孔，切向孔連通外腔和內(nèi)腔。本發(fā)明所述的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)旋流液膜冷卻結(jié)構(gòu)及火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，具有冷卻液膜分布均勻及，燃燒室下游冷卻效果好的優(yōu)點(diǎn)。

摘要： 本發(fā)明提供了一種液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)用氣動(dòng)控制閥機(jī)構(gòu)及火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。氣動(dòng)閥機(jī)構(gòu)包含殼體、閥芯、閥蓋、密封件和彈性件，殼體內(nèi)側(cè)具有供氣體或者液體介質(zhì)流通且貫穿其兩端的第一通道和與第一通道延伸方向不同的第二通道，殼體還設(shè)置有用于控制閥芯運(yùn)動(dòng)的控制通道。密封件用以對(duì)閥芯與殼體內(nèi)壁進(jìn)行密封。所述閥芯的端部沿垂直所述閥芯的軸向方向相切所得截面的外形為圓形，且向所述閥蓋側(cè)方向上各圓形的直徑逐漸變大。閥門工作時(shí)，所述控制通道通過控制氣，推動(dòng)所述閥芯向閥蓋側(cè)運(yùn)動(dòng)，以打開所述第一介質(zhì)入口，實(shí)現(xiàn)液體介質(zhì)從所述第一通道向所述第二通道的流通。與現(xiàn)有技術(shù)相比，可以減少流阻，提高燃料利用率，安全可靠。

摘要： 本申請(qǐng)?zhí)峁┝艘环N密封口環(huán)、液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)離心泵及液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，該密封口環(huán)包括：內(nèi)環(huán)和套接在內(nèi)環(huán)外部的外環(huán)，內(nèi)環(huán)的內(nèi)側(cè)壁用于套設(shè)在泵輪的凸肩位置，外環(huán)的外側(cè)壁用于與泵殼間隙配合；內(nèi)環(huán)沿周向設(shè)有若干滾珠孔，滾珠孔內(nèi)布置有滾珠；滾珠孔遠(yuǎn)離外環(huán)的一端的直徑小于滾珠的直徑，滾珠孔沿內(nèi)環(huán)徑向的深度小于滾珠的直徑，以使得滾珠的一部分外露于滾珠孔的外部。本申請(qǐng)?zhí)峁┑拿芊饪诃h(huán)，在流體膜承載力不足時(shí)，密封口環(huán)在重力的作用下與泵輪接觸，由于滾珠孔沿內(nèi)環(huán)徑向的深度小于滾珠的直徑，使得滾珠的一部分外露并與泵輪滾動(dòng)接觸，減小了密封口環(huán)與泵輪的磨損，提升了泵輪與泵殼之間的密封效果，從而增加離心泵的可靠性和運(yùn)行效率。

摘要： 本發(fā)明提供了一種液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的換向閥及液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，包含副殼體、主殼體、密封件、推力組件和閥主體。副殼體內(nèi)側(cè)具有供氣體介質(zhì)流通的第一通道和與第一通道延伸方向不同的第二通道；主殼體具有第一介質(zhì)入口、第一介質(zhì)出口和第二介質(zhì)出口；密封件套設(shè)在所述推力組件的表面，密封件的外側(cè)表面與副殼體的內(nèi)壁相互抵接；推力組件一端通過密封件設(shè)置在副殼體內(nèi)，另一端用于推動(dòng)位于主殼體內(nèi)的閥主體運(yùn)動(dòng)；密封件為泛塞圈，泛塞圈包含主體部、環(huán)形容納部和彈性件，彈性件設(shè)置在環(huán)形容納部，環(huán)形容納部?jī)?nèi)壁設(shè)有用于配合抵接彈性件的環(huán)形凸起；主體部的周向外表面設(shè)有環(huán)形凹部。與現(xiàn)有技術(shù)相比，可以改善密封效果，減少液體介質(zhì)的損失。

摘要： 本發(fā)明公開了一種液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的閥門結(jié)構(gòu)及液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，包含作動(dòng)筒，雙層波紋管，推力組件和閥主體；所述作動(dòng)筒內(nèi)側(cè)具有供氣體介質(zhì)流通且貫穿其兩端的第一通道和與所述第一通道延伸方向不同的第二通道；所述推力組件的一端通過底座設(shè)置在所述作動(dòng)筒內(nèi)，另一端用于推動(dòng)所述閥主體運(yùn)動(dòng)，所述底座的外側(cè)緊貼在所述作動(dòng)筒的內(nèi)壁；所述雙層波紋管位于所述作動(dòng)筒的內(nèi)側(cè)，且外側(cè)表面與所述作動(dòng)筒內(nèi)壁相互抵觸，所述支撐板上設(shè)有與所述第一通道相通以供所述推力組件穿過的第三通道和第四通道，且所述第四通道一端與所述雙層波紋管之間間隙連通，另一端連通所述第二通道。同現(xiàn)有技術(shù)相比，該結(jié)構(gòu)減少發(fā)動(dòng)機(jī)控制氣的用量，提高閥門的密封性。

摘要： 本實(shí)用新型公開了一種液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的閥門裝置及液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，包含作動(dòng)筒，推力組件、閥主體及支撐板；其中，所述作動(dòng)筒內(nèi)設(shè)有供氣體介質(zhì)流通且貫穿其兩端的第一通道和與所述第一通道延伸方向不同的第二通道；所述推力組件的一端通過底座設(shè)置在所述作動(dòng)筒內(nèi)，另一端用于推動(dòng)所述閥主體運(yùn)動(dòng)，所述底座的外側(cè)周向密封地設(shè)置在所述作動(dòng)筒的內(nèi)壁；所述支撐板密封地設(shè)置在所述作動(dòng)筒的靠近所述閥主體的內(nèi)側(cè)；所述支撐板上設(shè)有供所述推力組件穿過的第三通道和與所述第一通道連通的第四通道，且所述第四通道的另一端連通所述第二通道，同現(xiàn)有技術(shù)相比，該結(jié)構(gòu)減少發(fā)動(dòng)機(jī)控制氣的用量，提高閥門的密封性。

摘要： 本實(shí)用新型提供了一種液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)用增壓?jiǎn)蜗蜷y結(jié)構(gòu)及火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，包含殼體、閥芯、閥蓋、密封件和彈性件。殼體內(nèi)側(cè)具有供氣體或者液體介質(zhì)流通的第一通道和第二通道，閥芯位于第二通道內(nèi)且沿第二通道的軸向方向運(yùn)動(dòng)。殼體上還設(shè)有與第一通道連通的第一流道，第一流道的另一端連通至閥芯的尾部遠(yuǎn)離閥蓋一側(cè)，通過第一通道進(jìn)入的氣體或者液體介質(zhì)一部分進(jìn)入第一流道推動(dòng)閥芯向閥蓋側(cè)運(yùn)動(dòng)，以打開所述介質(zhì)入口，從而所述氣體或者液體介質(zhì)從所述第一通道流向所述第二通道。本申請(qǐng)的單向閥，可以避免閥體出現(xiàn)顫振，提高閥門的工作性能和可靠性。