10-钝化处理在液体火箭发动机阀门中的应用-程亚威

钝化处理在液体火箭发动机阀门中的应用

程亚威，李小明，张万欣，谢宁

（西安航天动力研究所，西安 710100）

摘要：在某液体火箭发动机的单向阀中，采用铍青铜材料制造的阀芯锈蚀问题成为影响产品性能

和质量的突出问题，通过对表面采用钝化、光亮两种处理方法的阀芯进行专门的抗腐蚀筛选试验，最终确定钝化处理工艺能满足使用要求。

关键词：火箭发动机；单向阀；锈蚀；钝化

Application of Passivatingtreatment to Liquid Rocket Engine Valves

Cheng Yawei Li Xiaoming Zhang Wanxin Xie Ning

(AASPT, XiAn, 710100,China)

Abstract: In a liquid rocket engine using check valve, the corrosion problem of the valve plug made by beryllium bronze is an outstanding issues to affect the product performance and quality. The paper presents two treating methods-passivatingtreatment, brightening-to solve the corrosion problem, and confirms the passivatingtreatment can meet the operation requirements by a screening test.

Keywords: liquid rocket engine; check valve; corrosion; passivatingtreatment

1．前言

铍青铜因其良好的耐磨、耐蚀、高强度、高硬度，在某液体火箭发动机的阀门中大量使用，尤其在有相对运动的摩擦副如阀芯、导向套、衬套等零件上广泛采用。但在实际生产中个别批次零件表面出现发绿、变黑、长毛等锈蚀现象，严重影响产品质量。

单向阀的阀芯（图1）是典型的故障零件，该阀芯采用铍青铜（QBe2 YS/T334-1995）材料。在首批交付中，阀芯表面未出现锈蚀现象，工作性能满足要求，但在随后一批交付中，阀芯在机加完成后待检时零件表面出现黑斑、发绿、长毛的锈蚀现象。对零件表面抛光去除腐蚀痕迹，然而表面状态维持不了一周又出现锈蚀。考虑到产品装配到交付发动机使用，贮存周期长，且阀芯导向面与相配合零件的径向间隙小，如果导向面表面有腐蚀物生成，可能导致阀芯卡死，使单向阀失效，为保证产品质量，必需彻底解决零件表面锈蚀问题，提高阀芯在产品长期存放时的可靠性。

为此进行专项试验，选择对零件表面进行钝化、光亮处理，通过对处理后的零件进行抗腐蚀筛选试验，确定零件最终采用的表面处理方法。

图1 单向阀阀芯

2．表面处理方法及筛选试验

2．1 锈蚀原因

铜的标准电极电位是＋0.34V，本身属耐蚀的钝态，铜及其合金在干燥大气中较稳定，理论上表面稳定是不易发生腐蚀的，因此在设计之初未对阀芯表面提出保护处理要求，首批交付时阀芯表面正常。在第二批阀芯出现锈蚀后了解到，其它曾经使用过该材料的零件在实际使用中也出现过表面

失去光泽、生成绿色或黑色化合物等影响表面质量现象，造成这种现象主要是在潮湿空气或海水浸泡的环境下产生，第二批阀芯生产完待检时正逢天气湿热且待检时间长，而存放在温度和湿度可调节的库房中的第一批阀芯仍正常。分析还认为表面锈蚀除了外界环境因素影响外还与材料自身化学成分有关，因两批阀芯所用材料不同批，具体化学成分略有差别（表1），这种差别对材料的抗拉强度等机械性能没有影响，但可能会对抗腐蚀能力有一定影响。

2． 2 表面处理方法

为使易腐蚀金属零件表面状态稳定，一般在零件加工好后对表面采用专门处理技术，改变金属表面状态，使零件表面状态稳定，提高耐腐蚀性能。对于铜合金经常采用光亮和钝化两种处理技术。

光亮处理是在零件表面生成微小的腐蚀层，使零件表层达到化学整平，提高表面粗糙度，使零件表面变得有光泽。

钝化处理则复杂的多，它是在一定条件下，金属与介质相互接触的界面上发生的一种变化。钝化处理有电化学钝化和化学钝化两种方法，电化学钝化是在阳极极化时，金属的电位发生变化而在电极表面上形成金属氧化物或盐类，这些物质紧密地覆盖在金属表面上成为钝化膜而导致金属钝化，化学钝化则是用氧化剂直接对金属的作用而在表面形成氧化膜。对铍青铜采用铬酐与硫酸的混合液对零件表面进行处理[1]。

铬酐又称三氧化铬（CrO3），是一种重要的铬化合物，属强氧化剂，工业上主要采用硫酸法制备，用无水重铬酸钠与硫酸按（1）式在反应釜内混合后生成。

Na2Cr2O7＋2H2SO4 → 2CrO3＋2NaHSO4＋H2O （1）

铍青铜零件的钝化过程机理如下：

零件表面在铬酐与硫酸的混合液中溶解，主要发生（2）和（3）的反应，其中以（2）为主，（2）式中CrO4来自Cr2O7和H2O反应的产物：

3Cu+2CrO4+16H－＝3Cu2＋＋2Cr3＋＋8H2O （2）

Cu＋H2SO4＝Cu2＋＋SO42－＋H2↑（3）

由于无水重铬酸钠的含量较高，对铜的腐蚀作用较强，随着溶解的进一步发生，铜表面层溶液中的H＋浓度逐渐减少，而OH－浓度相应增高，PH值不断上升，溶液中的Cr＋3和Cu2＋与OH－还可以继续作用生成氧化物或碱式铬酸盐，具体有按（4）反应出的Cr2O3、按（5）反应出的Cr(OH)CrO4、按（6）反应出的Cu2(OH)2CrO4、按（7）反应出的Cu(CrO2)2：

2Cr＋3＋6OH－＝Cr2O3＋3H2O （4）

Cr＋3＋OH－＋CrO4－2＝Cr(OH)CrO4（5）

2Cu＋＋2OH－＋CrO4－2＝Cu2(OH)2CrO4（6）

Cu＋2＋2Cr＋3＋8OH－＝Cu(CrO2)2＋4H2O （7）

生成的氧化物或碱式铬酸盐在零件表面结晶形成钝化膜，其中重铬酸钠是成膜的主要成分[4]。

2．3筛选试验

因光亮处理和钝化处理理论上均能使铍青铜零件表面状态稳定，提高耐蚀性，但最终选定哪种处理方法需通过筛选试验确定。

试验第一阶段：任选9个阀芯，将阀芯表面抛光使其表面无铜锈，然后按以下方法分别处理。

第一组光亮处理。将表面抛光后的3个阀芯在氢氧化钠水溶液中浸泡以松动氧化膜，然后在盐酸水溶液中预腐蚀，最后在硫酸和硝酸混合液中进行光亮处理。

第二组化学钝化处理。将表面抛光后的3个阀芯在稀硫酸溶液中弱腐蚀，然后在铬酐（90g/L）和硫酸（30g/L）混合液中于室温下浸渍。

第三组将表面抛光后的3个阀芯于室温下放置，用于与其它两组试件进行对比。

对表面处理后的9个阀芯在室温下放置10天，10天后观察三组试验件：第一组光亮处理后的阀芯表面局部均有不同程度的变色，并有少量深色小斑点，但整体表面呈酸洗后色泽；第二组钝化处理后的阀芯表面呈钝化后的彩虹色，个别处有小斑点；第三组表面仅抛光的3个阀芯表面有多处腐蚀小

斑点。

通过对第一阶段试验件表面状态的对比表明，光亮处理和钝化处理均能保证零件表面在室温环境下不腐蚀。为验证两种处理方法的零件在恶劣环境下抗腐蚀能力，继续进行加速试验筛选。

试验第二阶段：对放置10天后的阀芯进行恒定湿热试验[3]，通过试验加速试件表面腐蚀过程。

恒定湿热试验要求：温度65℃±2℃；相对湿度RH 95%±3%；严酷等级I级（168h）。

经过恒定湿热试验168小时后的阀芯，三组阀芯试件表面出现程度不同的变色。第一组光亮处理后的阀芯表面颜色整体变深，失去原有光泽，部分表面出现颜色深浅不一的灰黑色斑及斑点，原有小斑点长大，颜色加深，试件表面颜色整体变深，失去原有色泽（图2）。第二组钝化处理后的阀芯表面钝化膜颜色稍微变深，个别处有少量灰黑色小斑点（多集中在手指印痕处，无明显深度）（图3）。第三组表面仅抛光的阀芯颜色失去原有光泽，并出现少量黑灰色斑，表面原有的深色斑点长大，呈现指纹状腐蚀特征，与其它两组试件对比见图4，阀芯整体呈均匀古铜色。

通过第二阶段的筛选试验表明，钝化处理比光亮处理的零件表面抗腐蚀能力强，表面质量明显优于光亮处理的零件，在加速腐蚀试验中表面状态稳定变化不大，而光亮处理的零件表面状态不如钝化处理，表面状态变化大且腐蚀加重。

经过两个阶段的筛选试验，最终确定单向阀阀芯采用钝化处理方法。

图2 光亮处理后的阀芯

图3 钝化处理后的阀芯

图4 湿热试验后三组阀芯对比（左：未处理，中：钝化，右：光亮）

3．结果分析及产品考核

铍青铜表面光亮和钝化处理均可提高表面抗腐蚀能力，但通过筛选试验表明钝化处理比光亮处理效果更好。造成两种方法差别大的原因是：光亮处理相当于零件表面进行了除油酸洗过程，只是减少表面各种污染物，而钝化处理是在零件表面生成致密的钝化膜，使得耐蚀性能优于光亮处理的表面，尤其在高湿、高温环境下，钝化膜起隔离保护作用，从而有效保护零件表面提高其耐蚀性能。

通过筛选试验，最终确定单向阀阀芯采用钝化处理。随后对该批单向阀中的三台产品进行典型试验，试验包括抖动、振动、高低温、液流等，其中抖动和振动试验主要是检查单向阀承受运输、发动机工作和运载火箭飞行时的各种振动和冲击环境的能力；高低温试验主要考核单向阀保持在发动机使用时的最高和最低温度下的性能[2]。检测的性能包括单向阀打开、关闭压力、行程、密封性等。产品试验后分解检查，阀芯表面正常，未出现锈蚀。

同批及后续多批次产品参加发动机试车考核表明，阀芯表面正常，未出现锈蚀。单向阀在发动机试车后分解再装时，有时需要重新抛光或配研，只要抛光或配研时未把钝化膜完全去掉，基体不直接露出，就不会影响阀芯表面耐蚀性能，满足阀门重复使用要求。

4．结论

采用铍青铜加工的单向阀阀芯，通过筛选试验最终确定采用钝化处理提高表面抗腐蚀性能，因钝化处理在零件表面生成致密的钝化膜，并可适当进行表面抛光或配研，满足阀门重复使用要求。钝化处理后的阀芯经过典试及多台次发动机试车考核，阀芯表面未出现锈蚀，钝化处理方法使铍青铜表面锈蚀问题得到彻底解决。随后钝化处理也推广到火箭发动机上其它阀门的铍青铜零件上，这些零件在典试及多台次发动机试车考核后均正常，钝化后的零件表面未出现锈蚀。

参考文献

[1] 夏恭忱责编《中国航空材料手册》中国标准出版社1989年

[2] 张贵田著《高压补燃液氧煤油发动机》北京国防工业出版社2005.8

[3] GB\T2423.50－1999《电工电子产品环境试验第2部分：试验方法试验Cy：恒定湿热主要用于元件的加速试

验》

[4]田秀华著《铜合金零件钝化工艺研究与应用》中国航空学会第十二届机械动力传输学术研究会暨湖南省航空学会

机械动力传输学术年会论文集2005年

作者简介；

程亚威，女，高级工程师，从事火箭发动机及阀门的相关技术研究。

【CN210103278U】一种常规大型液体火箭发动机试验专用吊具【专利】

(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)实用新型专利 (10)授权公告号 (45)授权公告日 (21)申请号 201920468768.X (22)申请日 2019.04.09 (73)专利权人 西安航天动力试验技术研究所 地址 710100 陕西省西安市航天基地航天 西路289号 (72)发明人 赵明　丁佳伟　赵涛　翟文化　 郭浩　彭飞　寇兴华　王乃世　 张俊锋　王晓华　王颖　 (74)专利代理机构 西安智邦专利商标代理有限 公司 61211 代理人 张举 (51)Int.Cl. B66C 1/12(2006.01) (54)实用新型名称 一种常规大型液体火箭发动机试验专用吊 具 (57)摘要 本实用新型涉及一种火箭发动机工装，具体 涉及一种常规大型液体火箭发动机试验专用吊 具，用于解决国家标准系列U型环与发动机的吊 点不匹配，且国家标准系列U型环操作繁琐、销轴 易跌落误伤发动机等问题。该吊具包括第一卡 扣、钢丝绳、第二卡扣、U型环、销轴；所述钢丝绳 在设定位置对折后由第一卡扣将两段钢丝绳固 定；两段钢丝绳端头各穿过一个U型环吊耳并由 第二卡扣固定；由第一卡扣和第二卡扣形成的钢 丝绳闭环处设有耐磨环；销轴一端设有可移动限 位挡片，另一端设有通孔，可移动限位挡片一顶 角为圆角；U型环吊耳侧面焊接有圆环。本实用新 型的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具可 广泛应用于液体火箭发动机技术领域行业。权利要求书1页 说明书4页 附图3页CN 210103278 U 2020.02.21 C N 210103278 U

权　利　要　求　书1/1页CN 210103278 U 1.一种常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：包括第一卡扣(1)、钢丝绳(2)、第二卡扣(3)、U型环(4)； 所述钢丝绳(2)在设定位置对折后由第一卡扣(1)将两段钢丝绳(2)固定，形成的闭环为该吊具的吊环(8)； 两段钢丝绳(2)端头各穿过一个U型环(4)的吊耳，所述第二卡扣(3)将两段钢丝绳(2)端头与该段钢丝绳(2)固定，形成的闭环分别为该吊具的第一挂环(9)和第二挂环(10)； 所述吊环(8)、第一挂环(9)和第二挂环(10)的钢丝绳内环面上分别设有吊环耐磨环(81)、第一挂环耐磨环(91)和第二挂环耐磨环(101)； 所述U型环(4)包括销轴(5)、可移动限位挡片(6)、销钉和圆环(7)； 所述可移动限位挡片(6)通过销钉与销轴(5)连接； 所述销轴(5)穿过U型环(4)的环体并由可移动限位挡片(6)固定； 所述可移动限位挡片(6)上长条孔一端且靠近U型环(4)的顶角为圆角； 所述销轴(5)的不可拆卸的一端设置有通孔；所述U型环(4)吊耳侧面焊接有圆环(7)。 2.根据权利要求1所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述钢丝绳(2)由设定位置对折后的两段钢丝绳的长度分别为2150～2200mm与2200～2250mm。 3.根据权利要求2所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述钢丝绳(2)由设定位置对折后的两段钢丝绳的长度分别为2175mm与2220mm。 4.根据权利要求1所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述吊环耐磨环(81)，第一挂环耐磨环(91)和第二挂环耐磨环(101)均采用钢丝绳索具套环，该钢丝绳索具套环由沿轴向被切割的钢管弯曲而成，其外侧具有钢丝绳槽，弯曲的部分采用加厚管壁。 5.根据权利要求1所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述销轴(5)上的通孔和圆环(7)设置在U型环(4)的同侧。 6.根据权利要求5所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述U 型环(4)的拐角处设置有倒圆和倒角。 7.根据权利要求6所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述U 型环(4)采用40Cr材料。 8.根据权利要求7所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述U 型环(4)表面镀铬。 2

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小推力姿_轨控液体火箭发动机材料的研究进展[1]

收稿日期:2004-06-30;修回日期:2005-08-22 作者简介:张绪虎,1966年出生,高级工程师,主要从事金属材料及工艺的研究工作 小推力姿/轨控液体火箭发动机材料的研究进展 张绪虎 汪　翔 贾中华 胡欣华 吕宏军 (航天材料及工艺研究所,北京　100076) 文　摘　概述了国内外小推力姿/轨控液体火箭发动机新材料的研究和应用进展。姿/轨控液体火箭发动机推力室已从高性能铌/硅化物材料体系向复合材料推力室技术发展,研制出耐高温性能更好的新型材料 体系和高温抗氧化涂层,以及将它们应用于发动机推力室的制造是提高姿/轨控发动机技术水平的有效途径。 关键词　姿/轨控液体发动机,材料,应用 Research Pr ogress ofMaterial of S mall Thruster f or Attitude and O rbit Contr ol Zhang Xuhu W ang Xiang J ia Zhonghua Hu Xinhua L üHongjun (Aer os pace Research I nstitute ofM aterials and Pr ocessing Technol ogy,Beijing 100076) Abstract The research p r ogress of advanced material f or s mall thruster f or attitude and orbit contr ol both a 2br oad and at home is p resented .Comparing with the traditi onalN i obiu m /silicide syste m ,composite thruster has be 2come the research trends .The app licati on of ne w high te mperature structure materials and their coating syste m is ef 2fective way t o i m p r ove the p r operties of the thrusters . Key words A ttitude and orbit contr ol thruster,Material,App licati on 1　前言 小推力液体火箭发动机是为导弹武器和航天器在空间进行轨道控制、姿态控制、航天器的对接和交 会、着陆等提供动力的推进装置;特点是在空间环境多次起动脉冲工作,推力较小,一般为0.001～4500N [1] ,最小脉冲宽度为毫秒,总工作时间(工作时间和间隙时间的总和)可达5～10年。小推力姿/轨控液体火箭发动机技术广泛应用于卫星轨道定位、姿态调整,飞行器(如动能拦截器KK V )的飞行控制和导弹末修和精确定位等,在航天领域中用途广、品种多、数量大、要求高。随着航天器的发展,需要轻质、高性能的小推力双组元液体火箭发动机,以增加卫星有效载荷;适应 动能拦截器不断向快速响应、轻质、低成本和安全化转化的要求,深空探测器推进系统需要高性能、长寿命、多次起动、无羽流污染,对小推力姿/轨控发动机的结构质量和性能提出了更高的要求。通过新材料、新工艺提高推进系统性能,可增大有效载荷,延长航天器工作寿命,保证发动机长期可靠工作。2　国外小推力姿/轨控液体火箭发动机材料研究与 应用 姿/轨控发动机普遍采用双组元推进剂液体火箭发动机。由于推进剂燃烧温度较高(如NT O /MMH 的燃烧温度可达2700℃),一般材料无法承受这样高的燃气温度和环境条件,而姿/轨控发动机以脉冲工作为主,特别是卫星上的发动机需多次起

西工大固体火箭发动机知识点精品总结

一、固体火箭发动机：由燃烧室，主装药，点火器，喷管等部件组成。 工作过程：通过点火器将主装药点燃，主装药燃烧，其化学能转变为热能，形成高温高压燃气，然后通过喷管加速流动，膨胀做功，进而将燃气的热能转化为动能，当超声速气流通过喷管排出时，其反作用力推动火箭飞行器前进。工作原理：1能量的产生过程2热能到射流动能的转化过程 优点：结构简单，使用、维护方便，能长期保持在备战状态，工作可靠性高，质量比高。 缺点：比冲较低，工作时间较短，发动机性能受气温影响较大，可控性能较差，保证装药稳定燃烧的临界压强较高。 二、1.推力是发动机工作时内外表面所受气体压力的合力。F=F 内+F 外 F=mu e +Ae(Pe-Pa) 当发动机在真空中工作时Pa=0.这时的推力为真空推力。 把Pe=Pa 的状态，叫做喷管的设计状态，设计状态下产生的推力叫做特征推力。 2.把火箭发动机动，静推力全部等效为动推力时所对应的喷气速度，称为等效喷气速度u ef 。 3影响喷气速度的因素来自两个方面：a).推进剂本身的性质b) 燃气在喷管中的膨胀程度 3.流量系数的倒数为特征速度C ?,他的值取决于推进剂燃烧产物的热力学特性，即与燃烧温度，燃烧产物的气体常数和比热比K 值有关，而与喷管喉部下游的流动过程无关。 4.推力系数C F 是表征喷管性能的参数，影响推力系数的主要因素是面积比和压强比。当Pe=Pa 时，为特征推力系数，是给定压强比下的最大推力系数，Pa=0时为真空推力系数。 5.发动机的工作时间包括其产生推力的全部时间,即从点火启动，产生推力开始，到发动机排气过程结束,推力下降到零为止。确定工作时间的方法：以发动机点火后推力上升到10%最大推力或其他规定推力的一点为起点,到下降到10%最大推力一点为终点,之间的时间间隔。 6.燃烧时间是指从点火启动，装药开始燃烧到装药燃烧层厚度烧完为止的时间，不包括拖尾段。确定燃烧时间的方法：起点同工作时间，将在推力时间曲线上的工作段后部和下降段前部各做切线，两切线夹角的角等分线与曲线的交点作为计算燃烧时间的终点。 7.总冲是发动机推力和工作时间的乘积。总冲与有效喷气速度和装药量有关，要提高总冲，必须用高能推进剂提高动推力。 8.比冲是燃烧一千克推进剂装药所产生的冲量。提高比冲的主要途径是选择高能推进剂，提高燃烧温度，燃气的平均分子量越小，比冲就越大，比冲随面积比变化的规律和推力系数完全相同。当大气压强减小，比冲增大，真空时达到最大，提高燃烧室压强可增加比冲。 9.在火箭发动机中常用实际值对理论值的比值来表示这个差别。这个比值就叫做设计质量系数，亦发动机冲量系数。 1．推力系数的变化规律：(1)比热比、工作高度一定时，随着喷管面积比的增大，推力系数增先大，当达到某一最大值后，又逐渐减小（2）比热比k 、面积比A e A t 一定时,C F 随着发动机工作高度的增加而增大； 2．最大推力分析：Pc 、At 、Pa 一定时，喷管处于完全膨胀工作状态时所对应的面积比，就是设计的最佳面积比，可获得最大推力； 3．比冲的影响因素：(1)推进剂能量对比冲的影响。能量高，R T f 高，c*高，Is 高； (2)喷管扩张面积比Ae/At 对比冲的影响。在达到特征推力系数前，比冲随喷管扩张面积比的增大而增加。(3) 环境压强Pa 对比冲的影响。Pa 减小，Is 增大；(4) 燃烧室压强Pc 对比冲的影响。当喷管尺寸和工作高度一定时，Pc 越高，u ef 越大。(5) 推进剂初温T 对比冲的影响。比冲随初温的增加而增大。 4．火箭发动机性能参数对飞行器性能的影响: V max =I s lnu (1)发动机的比冲Is 越大，火箭可以达到的最大速度Vmax 也越大,射程就越远。(2)火箭的质量数μ越大，火箭可以达到的最大速度Vmax 也越大.(3) 发动机比冲Is 和火箭的质量数μ可以**理 实c c C =ξ理实s s I I =ξN C F F C c C c ξξξ==理理实实**

液体火箭发动机工作原理

液体火箭发动机工作原理： 液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。 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。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，见图。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（2500一5000米／秒）从喷管中冲出而产生推力。燃烧室内压力可达200大气压（约200MPa）、温度300℃～4000℃，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（250～500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。液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿态修正与控制、轨道转移等。 液体火箭发动机是航天发射的主流，构造上比固体发动机复杂得多，主要由点火装置，燃烧室，喷管，燃料输送装置组成。点火装置一般是火药点火器，对于需要多次启动的上面级发动机，则需要多个火药点火器，如美国战神火箭的J-2X发动机，就具备2个火药点火器实现2次启动功能，我国的YF-73和YF-75也都安装了2个火药点火器，具备了2次启动能力；燃烧室是液体燃料和氧化剂燃烧膨胀的地方，为了获得更高的比冲，一般具有很高的压力，即使是普通的发动机，通常也有数十个大气压之高的压力，苏联的RD-180等发动机，燃烧室压力更是高达250多个大气压。高压下的燃烧比之常压下更为复杂，同时随着燃烧室体积的增加，燃烧不稳定情况越来越严重，解决起来也更加麻烦。目前根本没有可靠的数学模型分析燃烧稳定性问题，主要靠大量的发动机燃烧试验来解决。美国的土星5号火箭的F-1发动机，进行了高达20万秒的地面试车台燃烧测试，苏联能源号火箭的RD-170发动机，也进行了10多万秒的地面试车台燃烧测试，在反复的燃烧测试中不断优化发动机各项参数，

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。

脉冲爆震火箭发动机研究

脉冲爆震火箭发动机研究 范玮，严传俊，李强，丁永强，胡承启 （西北工业大学动力与能源学院，西安，710072） 摘要本文论述了脉冲爆震火箭发动机的研究现状和发展方向，介绍了西北工业大学脉冲爆 震火箭发动机（PDRE）研究组从2002年以来在863-702主题项目的资助下，对PDRE进 行探索性研究所取得的主要成果，详细阐述了课题组在采用航空煤油/氧气为推进剂的脉冲 爆震火箭发动机试验模型上攻克两相爆震起爆、稳定可控工作、PDRE加与不加尾喷管时性 能测试等关键技术方面的研究进展。 关键词：脉冲爆震火箭发动机；两相；起爆；性能实测；喷管增益。* 1、引言 脉冲爆震火箭发动机（Pulse Detonation Rocket Engine，简称PDRE）是一种利用周期性爆震波发出的冲量产生推力的非稳态新型推进系统。PDRE是脉冲爆震发动机（Pulse Detonation Engine，简称PDE）的一种，它自带燃料和氧化剂，由控制系统、燃料和氧化剂储存系统、点火和流动控制用附属能量系统、燃料/氧化剂喷射系统、爆震触发系统及推力壁等基本部件组成[1]。每个爆震循环包括推进剂填充、点火起爆、爆震形成和传播、已燃气排出和隔离气填充隔开废气几个过程。与常规液体火箭发动机连续输出推力不同，脉冲爆震火箭发动机的推力是间歇式的。随着爆震频率的增加，推力趋于稳态。 与目前推进系统中常用的爆燃波不同，爆震波的特点是它能产生极快的火焰传播速度（Ma>4）和极高的燃气压力（1.51~5.57MPa）。火焰传播速度快意味着没有足够的时间达到压力平衡，从热力学的角度分析爆震循环更接近等容循环。显然，与以等压循环为基础的大多数推进系统相比，PDRE具有更高的热循环效率。由于爆震波能增压，对液体火箭发动机而言，可不用高压涡轮泵，从而大大降低了推进系统的重量、复杂性、成本及体积。据国外研究报道，PDRE可在0～25的宽广的飞行Mach数下工作[1，2]。 由于脉冲爆震发动机具有上述独特的优点，它在军用和民用等方面具有广阔的应用前景，可能成为本世纪新型动力装置。目前美国、法国、加拿大、俄国、中国及其他国家，正在积极实施脉冲爆震发动机的研究计划。 2003年5月，美国GE公司在2003年度的“航空百年国际论坛（中国部分）”报告资料中明确提出，下一代新型循环的航空发动机是基于PDE技术的。GE公司在PDE技术应用方面的研究方向主要有：（1）以PDE代替涡喷发动机发展纯PDE发动机；（2）以PDE 代替涡扇发动机的核心机发展先进大涵道比涡扇发动机；（3）以PDE代替核心机和加力燃烧室发展先进战斗机用小涵道比涡扇发动机；（4）以PDE吸气式加力涡轮发动机/脉 *基金项目：国家自然科学基金项目（50106012,50336030）

液体火箭发动机试验台贮箱增压系统数值仿真

第22卷第1期2007年1月 航空动力学报 Journal of Aerospace Power Vol.22No.1 Jan.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 -bed CHEN 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 ization system 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.

液体火箭发动机技术发展的现状及未来

液体火箭发动机技术发展 的现状及未来 李坤鹏 10151157 101513 摘要：本文从燃烧室推力、系统工作循环方式以及最大推力三个方面叙述世界各国液体火箭发动机的技术水平，简单介绍了世界各国液体火箭发动机技术发展趋势和中国的最新进展，分析了中国液体火箭发动机技术发展的可能前景 主题词：火箭发动机，液体推进剂火箭发动机，运载火箭 1.国内外现状 液体火箭发动机子第二次世界大战进入实用阶段以来，可以由燃烧室推力、系统循环方式及使用的推进剂来说明其技术上的飞跃，因为无论是采用新的推进剂，或是大幅度提高燃烧室推力，或是大幅度提高发动机推力，都需要采用一些新的技术，要克服研制中的许多困难，要结局许多的技术关键问题，从而将发动机技术推向一个新的水平。 单台发动机推力及燃烧室压力以美国和俄罗斯为最高，按不同推进剂的单台发动机和燃烧室压力来看，我国可贮存推进剂发动机比法国高，日本则没有；液氧-煤油发动机则不如日本，与法国一样同属空白；而氢-氧发动机则不如法国，也不如日本，更不如美国和俄罗斯，我国发动机系统工作循环只有发生器循环，与法国相当，不如美国和苏联，也不如日本。 2.我国液体火箭发动机技术的新进展 近几年来，我国液体火箭发动机技术的最大进展是YF-25发动机的研制，目前即将有初样研制转入试样研制，并正为明年的飞行试验进行准备，它使我国液氢-液氧火箭发动机技术达到了早期的国际水平。 我国YF-25发动机的推力及燃烧室压力超过60年代美国的RL-10及70年代末法国的HM-7，接近80年代中期日本的LE-5发动机。YF-25发动机系统功率平

衡采用串联双涡轮，与日本的LE-5相同，优于美国RL-10和法国HM-7的单涡轮齿轮传动。YF-75发动机具有整体双向摇摆的功能，燃气发生器采用单壁不冷却身部。这些与HM-7和LE-5发动机是一致的，YF-75发动机的螺旋管大喷管方案类似于法国正在研制的HM-60发动机，达到了国际先进水平。YF-75发动机还将我国可贮存发动机上推进剂利用系统的技术移植到液氢=液氧发动机上，并获得成功。此外，YF-75发动机在研制试验中，采用了某些参数红线关机，如涡轮泵最高转速及最低转速限，涡轮泵振动加速度值，氧泵前推进剂温度等，这是我国液体火箭发动机故障监控系统的雏型。 3.国外液体火箭发动机技术发展趋势 国外液体火箭发动机技术发展分为近期和远期。近视发展除法国和日本继续完成HM-60及LE-7氢氧发动机的研制外，只侧重于现有型号发动机的改进，主要有提高工作可靠性，提高性能或降低成本。，其典型代表是美国的SSME和RL-10发动机。 RL-10发动机改进的衍生方案有：为提高发动机工作可靠性而增加涡轮泵冷备份和为提高性能而增加可延伸大喷管方案。 SSME为提高工作可靠性，对现有涡轮叶片材料和涡轮进口温度都在进行改进研究。 远期发展则侧重羽一次入轨的各种发动机系统循环方案研究，这些发动机机要工作可靠，又要有高的效能，同时还要降低研制成本和生产成本，这些方案包括 （1）三组元（液氢、液氧、煤油或甲烷）发动机。 （2）双喷管-双膨胀发动机。 （3）双喉部发动机。 （4）双燃料组合发动机。 （5）双燃料型塞式发动机。 还有一种发展趋势，实在对现有成功使用的运载器进行改进时研制新的氢-氧发动机。用改进现有运载器取代重新设计的运载器，同样可以达到提高运载能力和减少研制费用的目的。大力神-人马座的改进方案就是这样。方案之一是用研制一种500～1000KN的氢氧发动机构成的新级取代原芯级第二级和人马座级；

液体火箭发动机再生冷却-(北航宇航学院火箭发动机热防护作业)

液体火箭发动机再生冷却-(北航宇航学院火箭发动机热防护作业)

液体火箭发动机再生冷却文献综述报告 （火箭发动机热防护作业）

一、再生冷却简史[1] 再生冷却的概念最先苏联人齐奥尔科夫斯基提出来。 齐奥尔科夫斯基的学生格卢什科为液体火箭发动机作了大量的理论与实验研究，并于1930—1931年研制了苏联第一台液体火箭发动机OPM-1，采用四氧化二氮和甲苯，以及液氧煤油推进。采用再生冷却系统。 二、再生冷却的一般涵义[2] 再生冷却是在液体火箭发动机上通用的一种冷却方法。它利用推进剂中的一种组分或者可能是两种组分，在喷入燃烧室之前先通过推力室上的通道进行冷却。 再生冷却的优点是：没有性能损失（被冷却剂吸收的热能返回到喷注器），壁的型面基本上不随时间变化，其持续工作时间没有限制，而且结构较轻。 其缺点是：对绝大部分冷却剂使节流受到限制，对一些冷却剂（如肼）降低了可靠性，在高热流下需要高的压降，推力量级，混合比或喷管面积比可能受到最大容许冷却剂温度的限制。 三、再生冷却的计算模型 1、总论 再生冷却推力室 的传热可以通过隔着 多层隔层的二股运动 着的流体间的传热来 描述。如图1所示。 由燃气通过包括 金属室壁在内的隔层 到冷却液的一般稳态 传热关系式可以用下 式表示： 图 1 冷却系统的温

()()gc aw wg wg wc k h T T q T T t ??-==- ??? (1) ()()h T T h T T aw wg wc co gc c -=- (2) () ()h T T H T T aw wg aw co gc -=- (3) 111H t h k h gc c =++ (4) 式中 q ----热流，()2Btu in s g gc h ----燃气侧总热导率，()2Btu in s F o g g ，没有沉积物时，gc g h h = c h ------冷却剂侧传热系数，()2Btu in s F o g g k ------室壁的热导率，()2Btu in s F o g g t ------室壁厚度 in aw T -----燃气绝热壁温， R o wg T -----燃气侧壁温，R o wc T ----冷却剂侧壁温，R o co T -----冷却剂体积温度， R o H -----总传热系数，()2Btu in s F o g g 冷却剂从冷却通道进入到离开，其体积温度增高，它是所吸收热量和冷却剂流量的函数。为保持室壁温度低于可能发生熔化或应力破坏的温度，使这些参数达到适当的平衡，是设计再生冷却推力室的主要要求之一。通常用于推力室的

试验用液体火箭发动机设计说明书

目录 1.原始数据 (1) 2.推力室参数计算结果 (1) 2.1.推力室结构参数计算 (1) 2.1.1. 喉部直径 (1) 2.1.2. 燃烧室容积 (2) 2.1.3. 燃烧室直径 (2) 2.1.4. 推力室收敛段型面 (2) 2.1.5. 推力室圆筒段长度 (2) 2.1.6. 推力室喷管扩张段型面 (3) 2.2.推力室头部设计 (3) 2.2.1. 燃料喷嘴设计 (4) 2.2.2. 氧化剂喷嘴： (5) 2.3.推力室身部设计 (5) 2.3.1. 推力室圆筒段冷却计算 (5) 2.3.1.1. 燃气的气动参数 (5) 2.3.1.2. 计算燃气与内壁面的对流换热密度 (6) 2.3.1.3. 计算燃气与内壁面的辐射热流密度 (6) 2.3.1.4. 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (7) 2.3.1.5. 确定冷却通道参数 (8) 2.3.1.6. 计算内壁面和外壁面温度 (8) 2.3.2. 推力室喉部冷却计算 (9) 2.3.2.1. 燃气的气动参数 (9) 2.3.2.2. 计算燃气与内壁面的对流换热密度 (9) 2.3.2.3. 计算燃气与内壁面的辐射热流密度 (10) 2.3.2.4. 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (11) 2.3.2.5. 确定冷却通道参数 (11) 2.3.2.6. 计算内壁面和外壁面温度 (11) 3.发动机性能计算 (12) 3.1.1. 根据喷嘴结构计算混合比 (12) 3.1.2. 热力计算结果 (13) 3.1.3. 计算发动机推力和燃烧室压力 (13) 4.推力室强度校核 (14) 4.1.1. 推力室圆筒段强度校核 (14) 4.1.2. 喷管强度校核 (14)

固体燃料火箭发动机学习笔记1

固体火箭发动机的基本结构：点火装置、燃烧室、装药、喷嘴构成。 固体火箭发动机的工作与空气无关 常见的推进剂有：1.双基推进剂（双基药） 2.复合推进剂（复合药） 3.复合改进双基推进剂（改进双基药）

直接装填！ 形式： 自由装填：药柱直接放在燃料室 贴壁浇筑：把燃料直接和燃烧室粘贴在一起（液体发动机发射前现场加注推进剂）固体火箭一旦制造完成即处于待发状态 经过压身或浇注后形成的一定结构形式的装药我们叫他装药或者药柱 药柱的燃烧面积在燃烧过程中随时间变化必须满足一定的规律 完成特定任务所需要的。

装药面积的燃烧规律决定了发动机压强和推力面积的发展规律。 为了满足上述规律需要对装药的表面用阻燃层进行包裹，来控制燃烧面积变化规律。 药柱可以是：当根、多根，也可事实圆孔药，心孔药 燃烧室是一个高压容器！ 装药燃烧的工作室。 燃烧时要求要求： 容积、对高温（2000-3000K）高压气体(十几到几十兆帕)的承载能力 与高温燃气直接接触的壳体表面需要采用适当的隔热措施

高温高压燃气的出口 作用： 1.控制燃气流出量保持燃烧室内足够压强。 2.使燃气加速膨胀，形成超声速气流，产生推动火箭前进的反作用推力。

部件作用：进行能量转化 工艺特点： 形状：先收拢后扩张的拉瓦尔喷灌，由收敛段、头部、扩张段、 中小型火箭，锥形喷管（节省成本和时间） 工作时间长、推力大、质量流速大采用高速推进剂的大型火箭采用特制喷管（收敛段和和直线段的母线可能不是直线可能是抛物线双圆弧）仔细设计型面，提高效率 作用：使燃气的流动能够从亚声速加速到超声速流 喉部环境十分恶略，烧蚀沉积现象影响性能（改变喉部尺寸改变性能）。

俄罗斯的液体火箭发动机系列

俄罗斯的液体火箭发动机系列 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。1953年前，这种设计思想曾计划用于采用洲际弹道导弹来发射原子弹，但是后来转而用于发射（更重的）氢弹（或热核弹）。从原子弹转到热核弹是运载能力必须增加的主要原因。它必须具有把一个5.4吨的弹头送到8,500千米远的运载能力。令人万分苦恼的是，洲际弹道导弹的质量因此要达到283吨，需要将近3,920kN的推力。 RD-107发动机（左）和RD-108发动机（右）