CN113107711B - 一种双组元离心发动机的初始参数设计方法 - Google Patents

一种双组元离心发动机的初始参数设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明一种双组元离心发动机的初始参数设计方法,双组元离心发动机入口与推进剂贮箱出口连接,推进剂贮箱为双组元离心发动机提供推进剂;根据双组元离心发动机入口压力工作范围要求,建立贮箱末期压力和贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力的关系;根据贮箱末期压力和贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力的关系,建立贮箱初始压力和贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力的关系;根据步骤2建立的贮箱初始压力Pi和贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力Pc的关系,确定发动机初始设计参数;完成满足任务要求的双组元离心发动机初始参数设计,降低了大落压比双组元离心发动机的设计难度,提高了产品的开发质量。

Description

一种双组元离心发动机的初始参数设计方法
技术领域
本发明涉及一种双组元离心发动机的初始参数设计方法,属于空间液体火箭发动机技术领域。
背景技术
高机动对地观测航天器通常采用双组元离心发动机执行轨道机动任务,发动机入口与推进剂贮箱出口连接,推进剂贮箱为发动机提供推进剂;贮箱内推进剂为甲基肼和四氧化二氮组合,能够使发动机在真空环境下可重复、稳定、可靠点火。
随着推进剂因发动机工作而不断消耗,贮箱出口压力和发动机入口压力不断下降,可能导致发动机在贮箱末期状态性能衰退问题,对航天器寿命期间正常工作造成了重大威胁。因此,根据贮箱末期压力和贮箱初始压力确定贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力,保证发动机稳定可靠工作,比冲性能保持稳定,对航天器在整个寿命期间高效、可靠工作有着重大意义。
发明内容
本发明解决的技术问题为:克服上述现有技术的不足,提供一种双组元离心发动机的初始参数设计方法,实现双组元离心发动机的初始参数设计,对提高高机动对地观测航天器在轨服役寿命有着重要的意义。
本发明解决的技术方案为:一种双组元离心发动机的初始参数设计方法,步骤如下:
步骤1,双组元离心发动机入口与推进剂贮箱出口连接,推进剂贮箱为双组元离心发动机提供推进剂;根据双组元离心发动机入口压力工作范围要求,建立贮箱末期压力和贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力的关系;
步骤2,根据步骤1中贮箱末期压力Pe和贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力Pce的关系,建立贮箱初始压力Pi和贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力Pc的关系;
步骤3,根据步骤2建立的贮箱初始压力Pi和贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力Pc的关系,确定发动机初始设计参数,包括:贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力Pc;完成满足任务要求的双组元离心发动机初始参数设计。
优选的,贮箱末期状态,具体为:当贮箱内推进剂的体积分数低于1‰时定义为贮箱末期状态。
优选的,步骤1根据双组元离心发动机入口压力工作范围要求,建立贮箱末期压力和贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力的关系;具体如下:
1.1)当贮箱处于贮箱末期状态时的出口压力,即贮箱末期压力,用Pe标识,单位为MPa,贮箱末期压力与发动机入口压力保持一致,;
1.2)贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力用Pce标识,单位为MPa;
1.3)贮箱末期压力Pe和贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力Pce的关系可以用公式Pe=Pce+A来表示,其中A为常数,取值范围为0.3~0.4,单位为MPa。
优选的,步骤2,根据步骤1中贮箱末期压力Pe和贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力Pce的关系,建立贮箱初始压力Pi和贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力Pc的关系;具体如下:
2.1)贮箱初始压力用Pi标识,单位为MPa;贮箱初始压力与发动机入口初始压力保持一致;
2.2)贮箱初始状态下,发动机内燃烧室初始压力用Pc标识,单位为MPa,发动机内燃烧室初始压力为贮箱初始状态下,发动机正常工作时燃烧室内压力;
2.3)根据步骤(1.2)中贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力Pce,确定贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力Pc和贮箱初始压力Pi的关系可以用公式
Figure BDA0003029581080000031
来表示。
优选的,贮箱初始状态,是指:发动机首次点火时,贮箱出口压力状态。
优选的,步骤3确定出的发动机初始设计参数,能够使发动机在贮箱初始状态至贮箱末期状态全过程中稳定可靠工作,比冲性能保持稳定,解决双组元离心发动机在贮箱末期状态性能衰退问题。
优选的,所述贮箱内推进剂为甲基肼和四氧化二氮组合,能够使发动机在真空环境下可重复、稳定、可靠点火。
优选的,双组元离心发动机内设有推进剂雾化装置,采用同轴离心雾化方式。
本发明与现有技术相比的优点在于:
(1)本发明提出了一种双组元离心发动机的初始参数设计方法,建立了贮箱末期压力、贮箱初始压力和贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力之间的量化关系,能够实现根据实际需要优选初始参数,提高了双组元离心发动机设计精准性;
(2)本发明提出了一种双组元离心发动机的初始参数设计方法,能够实现发动机在贮箱初始状态至贮箱末期状态全过程中稳定可靠工作,比冲性能保持稳定,解决高机动对地观测航天器用双组元离心发动机在贮箱末期状态下性能衰退问题。
附图说明
图1为本发明的方法流程图;
图2为本发明贮箱与发动机关系图;
图3为本发明双组元离心发动机结构图;
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。
本发明一种双组元离心发动机的初始参数设计方法,双组元离心发动机入口与推进剂贮箱出口连接,推进剂贮箱为双组元离心发动机提供推进剂;根据双组元离心发动机入口压力工作范围要求,建立贮箱末期压力和贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力的关系;根据贮箱末期压力和贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力的关系,建立贮箱初始压力和贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力的关系;根据步骤2建立的贮箱初始压力Pi和贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力Pc的关系,确定发动机初始设计参数,包括:贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力Pc;完成满足任务要求的双组元离心发动机初始参数设计,降低了大落压比双组元离心发动机的设计难度,提高了产品的开发质量。
高机动对地观测航天器需要通过频繁轨道机动实现对不同区域进行观测,发动机需要频繁工作,寿命期间内消耗大量的推进剂。由于航天器贮箱容积的限制,需要通过提高贮箱初始状态下推进剂的体积分数来增大航天器推进剂的携带量。然而随着推进剂因发动机工作而不断消耗,贮箱末期状态下贮箱出口压力与贮箱初始状态下贮箱出口压力相差很大,可能导致发动机在贮箱末期状态性能衰退问题,对航天器寿命期间正常工作造成了重大威胁。
只有根据贮箱末期压力和贮箱初始压力确定发动机初始参数,即贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力,才能避免发动机因贮箱末期状态下贮箱出口压力与贮箱初始状态下贮箱出口压力相差很大而出现衰退问题,确保发动机在贮箱末期状态仍然稳定可靠工作,比冲性能保持稳定,保证航天器在整个寿命期间高效、可靠工作。
如图2所示,双组元离心发动机2与贮箱1通过管路连接,贮箱出口3和发动机入口4分别位于管路的两端,贮箱1内推进剂为甲基肼和四氧化二氮组合,两种推进剂通过管路供给双组元离心发动机2。
如图3所示,双组元离心发动机内设有同轴离心推进剂雾化装置21,雾化装置下游连接燃烧室22,两种推进剂在燃烧室22内接触燃烧,产生推力。
如图1所示,本发明一种双组元离心发动机的初始参数设计方法,步骤如下:
步骤1,双组元离心发动机入口与推进剂贮箱出口连接,推进剂贮箱为双组元离心发动机提供推进剂;根据双组元离心发动机入口压力工作范围要求,建立贮箱末期压力和贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力的关系;(贮箱末期,具体为:当贮箱内推进剂的体积分数低于1‰时定义为贮箱末期)
优选的,所述贮箱内推进剂为甲基肼和四氧化二氮组合,能够使发动机在真空环境下可重复、稳定、可靠点火。
1.1)当贮箱处于贮箱末期状态时的出口压力,即贮箱末期压力,用Pe标识,单位为MPa,贮箱末期压力与发动机入口压力保持一致,;
1.2)贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力用Pce标识,单位为MPa;
1.3)贮箱末期压力Pe和贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力Pce的关系可以用公式Pe=Pce+A来表示,其中A为常数,取值范围为0.3~0.4,单位为MPa;
步骤2,根据步骤1中贮箱末期压力Pe和贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力Pce的关系,建立贮箱初始压力Pi和贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力Pc的关系;
2.1)贮箱初始压力用Pi标识,单位为MPa;贮箱初始压力与发动机入口初始压力保持一致;贮箱初始状态,是指:发动机首次点火时,贮箱出口压力状态;
2.2)贮箱初始状态下,发动机内燃烧室初始压力用Pc标识,单位为MPa,发动机内燃烧室初始压力为贮箱初始状态下,发动机正常工作时燃烧室内压力;
2.3)根据步骤(1.2)中贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力Pce,确定贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力Pc和贮箱初始压力Pi的关系可以用公式
Figure BDA0003029581080000061
来表示;
步骤3,根据步骤2建立的贮箱初始压力Pi和贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力Pc的关系,确定发动机初始设计参数,包括:贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力Pc;完成满足任务要求的双组元离心发动机初始参数设计;
步骤3确定出的发动机初始设计参数,能够使发动机在贮箱末期状态仍然稳定可靠工作,比冲性能保持稳定,保证航天器在整个寿命期间高效、可靠工作,解决发动机因贮箱末期状态下贮箱出口压力与贮箱初始状态下贮箱出口压力相差很大而出现衰退问题。
本发明一种双组元离心发动机的初始参数设计方法已经得到了试验验证。根据航天器贮箱初始压力为2.0MPa,贮箱末期压力0.67MPa,采用本发明确定了发动机关键初始设计参数,即贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力Pc为0.75MPa,并根据关键初始设计参数实现了高机动对地观测航天器用双组元离心发动机设计。经地面测试,贮箱初始状态发动机真空推力为15N,贮箱末期状态发动机真空推力为7.4N,发动机在贮箱初始状态至贮箱末期状态全过程中均能稳定可靠工作,真空比冲稳定在290s,解决双组元离心发动机因贮箱末期状态下贮箱出口压力与贮箱初始状态下贮箱出口压力相差很大而出现衰退问题。

Claims (7)

1.一种双组元离心发动机的初始参数设计方法,其特征在于步骤如下:
步骤1,双组元离心发动机入口与推进剂贮箱出口连接,推进剂贮箱为双组元离心发动机提供推进剂;根据双组元离心发动机入口压力工作范围要求,建立贮箱末期压力和贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力的关系;
步骤2,根据步骤1中贮箱末期压力Pe和贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力Pce的关系,建立贮箱初始压力Pi和贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力Pc的关系;
步骤3,根据步骤2建立的贮箱初始压力Pi和贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力Pc的关系,确定发动机初始设计参数,包括:贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力Pc;完成满足任务要求的双组元离心发动机初始参数设计。
2.根据权利要求1所述的一种双组元离心发动机的初始参数设计方法,其特征在于:贮箱末期状态,具体为:当贮箱内推进剂的体积分数低于1‰时定义为贮箱末期状态。
3.根据权利要求1所述的一种双组元离心发动机的初始参数设计方法,其特征在于:步骤1根据双组元离心发动机入口压力工作范围要求,建立贮箱末期压力和贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力的关系;具体如下:
1.1)当贮箱处于贮箱末期状态时的出口压力,即贮箱末期压力,用Pe标识,单位为MPa,贮箱末期压力与发动机入口压力保持一致,;
1.2)贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力用Pce标识,单位为MPa;
1.3)贮箱末期压力Pe和贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力Pce的关系可以用公式Pe=Pce+A来表示,其中A为常数,取值范围为0.3~0.4,单位为MPa。
4.根据权利要求1所述的一种双组元离心发动机的初始参数设计方法,其特征在于:步骤2,根据步骤1中贮箱末期压力Pe和贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力Pce的关系,建立贮箱初始压力Pi和贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力Pc的关系;具体如下:
2.1)贮箱初始压力用Pi标识,单位为MPa;贮箱初始压力与发动机入口初始压力保持一致;
2.2)贮箱初始状态下,发动机内燃烧室初始压力用Pc标识,单位为MPa,发动机内燃烧室初始压力为贮箱初始状态下,发动机正常工作时燃烧室内压力;
2.3)根据步骤(1.2)中贮箱末期状态时发动机内燃烧室正常工作时压力Pce,确定贮箱初始状态下发动机内燃烧室初始压力Pc和贮箱初始压力Pi的关系可以用公式
Figure FDA0003457250860000021
来表示。
5.根据权利要求1所述的一种双组元离心发动机的初始参数设计方法,其特征在于:贮箱初始状态,是指:发动机首次点火时,贮箱出口压力状态。
6.根据权利要求1所述的一种双组元离心发动机的初始参数设计方法,其特征在于:所述贮箱内推进剂为甲基肼和四氧化二氮组合,能够使发动机在真空环境下可重复、稳定、可靠点火。
7.根据权利要求1所述的一种双组元离心发动机的初始参数设计方法,其特征在于:双组元离心发动机内设有推进剂雾化装置,采用同轴离心雾化方式。
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