火箭推进
火箭推進
화전추진
JOURNAL OF ROCKET PROPULSION
2015年
2期
38-42,49
,共6页
25 N双组元发动机%Ⅰ-DEAS/TMG%热控设计
25 N雙組元髮動機%Ⅰ-DEAS/TMG%熱控設計
25 N쌍조원발동궤%Ⅰ-DEAS/TMG%열공설계
25 N bipropellant engine%Ⅰ-DEAS/TMG%thermal control design
先前的推进系统25 N双组元发动机头部仅一个安装法兰盘,无支架,发动机长时间工作后法兰盘热反浸温度较高,不利于法兰盘上游电磁阀的工作性能.目前推进系统采用双法兰盘支架结构的新型25 N双组元发动机,由于新增支架的隔热,给热控带来了一定难度.在空间极端低温环境下,为使发动机温度满足点火前指标要求,须采取一定的热控措施.以25 N双组元发动机为研究对象,运用Ⅰ-DEAS/TMG有限元热分析软件,建立了物理模型,研究了大小法兰盘在不同加热功率组合下发动机头部温度场的分布,并根据计算结果选择最佳加热功率组合.同时,根据经验配以适当的被动热控措施.通过飞行试验验证25 N发动机热控设计可靠性高,该热控设计方案可用于其他在研型号的推进系统.
先前的推進繫統25 N雙組元髮動機頭部僅一箇安裝法蘭盤,無支架,髮動機長時間工作後法蘭盤熱反浸溫度較高,不利于法蘭盤上遊電磁閥的工作性能.目前推進繫統採用雙法蘭盤支架結構的新型25 N雙組元髮動機,由于新增支架的隔熱,給熱控帶來瞭一定難度.在空間極耑低溫環境下,為使髮動機溫度滿足點火前指標要求,鬚採取一定的熱控措施.以25 N雙組元髮動機為研究對象,運用Ⅰ-DEAS/TMG有限元熱分析軟件,建立瞭物理模型,研究瞭大小法蘭盤在不同加熱功率組閤下髮動機頭部溫度場的分佈,併根據計算結果選擇最佳加熱功率組閤.同時,根據經驗配以適噹的被動熱控措施.通過飛行試驗驗證25 N髮動機熱控設計可靠性高,該熱控設計方案可用于其他在研型號的推進繫統.
선전적추진계통25 N쌍조원발동궤두부부일개안장법란반,무지가,발동궤장시간공작후법란반열반침온도교고,불리우법란반상유전자벌적공작성능.목전추진계통채용쌍법란반지가결구적신형25 N쌍조원발동궤,유우신증지가적격열,급열공대래료일정난도.재공간겁단저온배경하,위사발동궤온도만족점화전지표요구,수채취일정적열공조시.이25 N쌍조원발동궤위연구대상,운용Ⅰ-DEAS/TMG유한원열분석연건,건립료물리모형,연구료대소법란반재불동가열공솔조합하발동궤두부온도장적분포,병근거계산결과선택최가가열공솔조합.동시,근거경험배이괄당적피동열공조시.통과비행시험험증25 N발동궤열공설계가고성고,해열공설계방안가용우기타재연형호적추진계통.
