液体火箭发动机喷管收扩段的数控加工工艺研究

火箭发动机喷管的加工工艺概述及解释说明1. 引言1.1 概述火箭发动机喷管是火箭发动机中最关键的部件之一，它承担着将燃料与氧化剂进行混合并由喷口高速排出的重要任务。

喷管的工艺加工对于火箭发动机的性能和可靠性有着至关重要的影响。

1.2 文章结构本文将针对火箭发动机喷管的加工工艺进行全面概述及解释说明。

首先，我们会介绍喷管加工的基本步骤和流程，以及其作用与重要性。

然后，我们会详细讨论常用的喷管加工方法和技术。

接下来，我们会解释喷管加工过程中涉及到的材料选择与预处理以及精密加工方法分析。

此外，我们还将介绍在实际应用中遇到的问题及相应的解决方案，并提供典型火箭发动机喷管加工案例分析。

最后，我们会总结该技术的优势，并展望其未来的发展前景。

1.3 目的本文旨在全面了解火箭发动机喷管加工工艺，并通过深入分析和解释，探讨其在实际应用中的优势和挑战。

通过对喷管加工工艺的概述和解释说明，我们希望能够为相关领域的研究人员和技术工作者提供有价值的参考，并促进该领域的进一步发展和创新。

2. 火箭发动机喷管加工工艺概述2.1 喷管的作用与重要性火箭发动机喷管是将高温高压燃气排放并喷射到后方以产生推力的关键部件。

它起到引导和加速燃气流动，确保燃气能够充分膨胀和排出，并且将燃气的能量转化为火箭前进的动力。

喷管的设计和加工质量直接影响着火箭发动机的性能、效率和可靠性。

2.2 喷管加工的基本步骤和流程火箭发动机喷管加工通常涉及以下几个基本步骤和流程：首先，需要进行原料选材和检验。

根据使用环境和要求，选择合适的材料，并对材料进行必要的检验以确保质量达标。

然后，进行喷管壁厚控制。

根据设计要求和计算结果，确定喷管壁厚，并在制造过程中进行精确控制。

接下来，进行模具制造。

根据设计图纸，制造相应形状的模具或者使用数控机床直接进行切割。

然后，进行毛坯制备。

将选定材料按照模具形状切割或加工成相应尺寸的毛坯。

接着，进行精密加工。

通过数控机床、砂轮加工等技术手段，对喷管进行内外表面的精细加工和形状修整。

第38卷第3期1998年5月大　连　理　工　大　学　学　报Journal of Dalian University of TechnologyVol.38,No.3May1998火箭大喷管数控仿形铣槽控制系统卢杰持,胡力耘,杨金奎,乔显力(大连理工大学机械工程系,大连　116024)摘要　提出利用大型薄壁曲面的外表面作为基面进行计算机控制和数字化补偿的铣槽加工方案,为此设计出一种独特的仿形仪;给出了系统控制原理和参考偏移量的计算公式.在此基础上研制了数控仿形加工控制系统,成功地解决了大型火箭发动机喷管的加工难题,为我国的航天事业作出重要贡献.关键词　火箭发动机;计算机控制/仿形控制分类号　TP391.730　引 言 在大型火箭发动机喷管的曲面形状外表面上,具有均匀分布的数百条纵向筋,筋是等宽的,两筋之间形成一槽,槽的作用是在外表面蒙上表皮后形成纵向液体燃料通路,使喷管壁冷却并预热液态燃料.为保证喷管的强度和减轻喷管的重量,对薄的槽底壁厚h s提出较高的尺寸精度要求,见图 1.在铣槽加工之前,由于钛钢板材有一定误差,经旋压成型后,工件沿X轴向的壁厚h是不均匀的,在横截面和曲面表面均不能保证较好的正圆度.对于这一带有形状和尺寸误差的大型工件,要在纵向槽加工后保证槽底剩余壁厚尺寸,是一加工难题,使用普通的数控加工方法无法解决此问题.图1　火箭发动机大喷管示意图 图2　加工原理图 本项目在1994年11月获得中国航天工业总公司科学技术成果一等奖　收稿日期:1997-05-15;修订日期:1997-12-10　卢杰持:男,1932年生,教授本文给出一种新的加工方法,即在计算机控制下,利用工件外表面作为加工基面,同时对壁厚误差进行实时补偿,圆满地解决了这一技术难题.1　加工原理和方法1.1　总体设计的基本思路技术关键的主要思路是:设计一种专用的靠模轮仿形仪,其滚轮压靠喷管外表面,利用此外表面作为基面进行铣槽加工.由计算机控制滚轮相对铣刀的偏移量,从而控制所铣槽深.在计算参考偏移量时,利用事先拟合好的实际壁厚h =f (x )非线性函数关系,对壁厚误差进行实时的铣削深度补偿,从而保证槽底壁厚的精度.机床布局为工件按其轴心线水平放置在X 轴工作台上,工作台(X 轴)以数控方式均匀运动,两个立铣头从两边(W 轴)同时铣削出两条纵向筋,参见图 2.铣毕之后,立铣头带动盘铣刀和仿形仪退出,旋转轴(A 轴)绕工件轴心数控精确分度,X 轴回参考点,接着两立铣头开始新一轮的铣削,整个加工过程全部由计算机自动控制完成.1.2　仿形仪设计与控制原理仿形仪设计成一维平动式量仪,其结构原理见图 3.它的上体固定在立铣头壳体的下端面上,上体上装有两平行弹簧片,簧片将下体和靠模滚轮悬挂在圆盘铣刀上.当立铣头带动仿形仪沿W 轴趋向工件,使滚轮接触工件时,滚轮在工件压力作用下沿W 轴向平行移动,偏移量d 由仿形仪内的位移传感器测得,并转换成电压信号反馈给计算机.加工过程中,计算机在每一中断采样周期T (ms)计算出W 轴向的参考偏移量d r ,经全闭环控制伺服系统带动仿形仪,使滚轮相对于铣刀的实际偏移量d 不断地跟踪d r ,所以,这是一个按误差(d r -d )作用的计算机控制随动系统.随着工件沿X 轴进给,即可铣出所期望的槽深.图3　仿形仪结构图图4　靠模轮、盘铣刀与工件关系图1.3　参考偏移量d r 的计算W 轴向的参考偏移量d r 决定了每点的铣削槽深,加工时仿形仪滚轮、盘铣刀与工件的关系如图4所示,滚轮压在工件的外表面上,铣刀铣出对应的纵向槽.设工件内表面轴向截面297　第3期 卢杰持等:火箭大喷管数控仿形铣槽控制系统圆弧曲线的圆心为O ,半径为R ;仿形仪滚轮中心为O c ,半径为r c ;刀具中心为O t ,半径为r t ;滚轮中心与刀具中心在W 轴方向的偏心量为e W .加工后要求槽底剩余壁厚为h s ,当标准板材厚为H 时,标准铣深h 0=H -h s .但实际上由于壁厚是不均匀的,为此必须事先通过超声波测厚与拟合处理后给出铣削点处壁厚补偿值h b (x ).由图4可见,现靠模轮与工件在A 点相切,铣削点为B ′,由于e W =|O c O t | |OO c |,B ′趋于B 点,x B ′≈x B ,h b (x B ′)≈h b (x B ),则期望的铣削深度|AB |=h 0+h b (x B ).参考偏移量d r 的计算方法如下: 参见图5, d r =r t -r c +e W(1) 由图4知, e W =|O C |-|O t C |=〔R +h s +h 0+h b (x B )+r c 〕2-x 2c -(R +h s +r t )2-x 2c(2) 又因为ΔODB ′∽ΔOCO t 所以x B ≈x B ′=x c (R +h s )/(R +h s +r t )(3) 计算机在前台中断服务程序中依式(3)算出近似切削点x B ,并按事先拟合好的壁厚补偿式求得h b (x B ),便可求式(1)、(2)算出仿形仪的参考偏移量d r ,经全闭环控制实际偏移量d 跟踪参考偏移量d r ,从而保证在铣削点的铣深为h 0+h b (x B ),即保证槽底剩余壁厚为h s.图5　d r 算式的辅助图图6　喷管壁厚拟合1.4　壁厚测量、拟合与补偿由图3和图1可见,当两片盘铣刀铣纵向槽时,两槽之间便形成一条筋.设筋号为n (n =1,…,p ),壁厚补偿就是要给出对应每条筋的补偿式:h b (n ,x ).在加工之前,采用超声波测厚仪对大喷管进行测厚,先将工件横截面圆周分成q 等分,再将X 轴向m 等分,最后将整个工件表面的m ×q 个基本均匀分布的壁厚数据h ij (i =1,…,m ;j =1,…,q )通过超声波测厚仪上的RS232串行口送入计算机.计算机先用x =x i 时的q 个横截面圆周上的测量点壁厚值h ij (j =1,…,q ),拟合出横截面上的壁厚表达式:h i (θ,x i ),(i =1,…,m ;θ为横截面圆周角,θ=0～360°).参见图6,对应第n 条筋,θ=360/n ,依h i (360/n ,x i )可得到第n 条筋在x =x i (i =1,…,m )的m 个纵向壁厚数据;再用这m 个壁厚数据将第n 条筋的壁厚式h (n ,x )拟合出来.拟合方法可用经典的样条曲线法,也可采用函数链神经网络作非线性拟合〔2〕.当壁厚名义标准为H 时,第n 条筋的壁厚补偿式为:h b (n ,x )=h (n ,x )-H ,在纵向槽加工中,筋号n 为一常数,故简记为h b (x ).298大连理工大学学报 第38卷　2　实践与结论 本文针对我国航天工业中的火箭大喷管加工难题,设计出一种专用的靠模轮仿形仪,提出了利用工件外表面作为基面进行计算机控制和实时补偿的铣槽加工方案,并给出了采用一维平动式仿形仪进行二维仿形控制的参考偏移量计算公式.根据上述主要设计思想,先后研制了FCX -2000和FA 80G /1大型液体火箭发动机喷管加工数控仿形控制系统.其中FCX-2000专用铣床自1989年6月投产以来,已连续运行了七年多,系统运行性能稳定可靠,生产出的工件其各项技术指标均满足设计要求,为我国的大型运载火箭发动机的制造发挥了重要作用.参　考　文　献1　卢杰持.数控仿形系统中的数字化技术.大连理工大学学报,1990,30(4):413～4162　胡力耘.函数链神经网络在火箭大喷管加工中的应用.大连理工大学学报,1997,37(4):443～4463　汤普金斯W J 著.传感器与IBM P C 接口技术.林家瑞译.武汉:华中理工大学出版社,1993.Numerical and copying control system for milling grooves ofhuge rocket jetLu J iechi ,　Hu　Liyun ,　Yang J inkui ,　Qiao Xianli (Dept.of M ech.Eng .,Dalian U niv.of T ech no l.,China )Abstract　A groov e milling scheme o f co mputer control a nd com pensatio n is presented by using the outw ard surface of huge curv ed surface as base surface.Acco rding ly ,a specia l tracer is desig ned .The control principle o f this sy stem and the calcula tion fo rmula o f the ref-erence deflection are also giv en .Based on this resea rch a numerical and copying machining control system is dev elo ped.Therefo re,the successful solutio n of the difficult problem in m achining hug e rocket jet has made an im po rta nt co ntribution to the Chinese aerospace in-dustry .Key words ro cket engines;co mputer contro l /co pying co ntro l 299　第3期 卢杰持等:火箭大喷管数控仿形铣槽控制系统。

收敛扩张喷管对脉冲爆震火箭发动机性能影响的数值模拟李强，范玮，严传俊（西北工业大学 动力与能源学院，西安，710072）（E-mail: rootleecn@）摘 要：在研究脉冲爆震火箭发动机中爆震波传播机理的基础上，应用特征线法给出一维爆震波在爆震管内的传播过程的解析解。

对爆震波到达爆震管口后发动机的非定常排气流动过程进行了二维轴对称数值模拟，并对比了无喷管和带收敛扩张喷管对脉冲爆震火箭发动机比冲等性能参数的影响。

关键词：脉冲爆震火箭发动机；爆震；喷管；数值模拟脉冲爆震发动机是一种利用脉冲式爆震波产生高温、高压燃气发出的冲量来产生推力的新型推进系统。

若发动机自带氧化剂，以火箭模式工作，则称为脉冲爆震火箭发动机(Pulse Detonation Rocket Engine)，简称PDRE[1]。

与常规液体火箭发动机相比，脉冲爆震火箭发动机具有更高的性能，并系统结构更简单。

作为一种化学推进系统，脉冲爆震火箭发动机已经受到广泛关注，成为研究的热点[1～3]。

单管脉冲爆震火箭发动机由混合室、爆震室、尾喷管、推力壁、点火器、推进剂供给和喷射系统及控制系统组成。

燃料和氧化剂通过推进剂供给与喷射系统进入混合室，混合形成可燃混气，通过点火器激发爆震。

一维或准一维数值模拟能在较短的时间内提供脉冲爆震火箭发动机总体性能分析，但是这种分析仅仅是初步的。

因为一维或准一维数值模拟不能正确考虑出口边界的影响，不能考虑实际脉冲爆震发动机中存在的多维效应。

为了更准确的描述系统动力学特性和更准确的预测发动机的性能，需要同时计算爆震管、喷管以及喷管出口附近的流通情况。

相对于三维数值模拟，二维数值模拟的计算工作量还是可以接受的。

本文应用特征线法给出一维爆震波在爆震管内的传播过程的解析解。

对爆震波到达爆震管口后发动机的非定常排气流动进行了二维数值模拟，并对比了无喷管和带不同形式喷管对发动机推力等性能参数的影响，为脉冲爆震火箭发动机的研究提供参考。

数字化制造技术在液体火箭发动机导管定制化加工中的应用岳婷;李万鹏;党琰
【期刊名称】《火箭推进》
【年(卷),期】2022(48)5
【摘要】针对液体火箭发动机导管定制化生产的特点,通过构建发动机参数化模型并依据现场实际测量数据进行参数化驱动,基于该模型开展以导管端面与其轴线垂直度、导管对接错位值等偏差最小为约束条件的导管虚拟装配和加工余量计算方法研究,确定最优导管加工方案,用虚拟环境中与现场实物状态一致的三维模型进行装配仿真代替目前在物理环境中采用的实物比对确定加工余量的方式,显著提高液体火箭发动机导管加工效率和一致性。

应用该技术生产的导管,单根加工时间不超过15 min,一次装配合格率达到90以上。

【总页数】8页(P93-100)
【作者】岳婷;李万鹏;党琰
【作者单位】西安航天发动机有限公司
【正文语种】中文
【中图分类】V465
【相关文献】
1.液体火箭发动机喷管冷却槽数字化加工技术
2.大型液体火箭发动机喷管数字化铣槽加工系统
3.液体火箭发动机导管数字化制造技术分析
4.数字化技术在运载火箭取样导管制造中的应用
5.IPT模式在液体火箭发动机数字化设计中的应用
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专利名称：一种提高火箭发动机喷管性能的扩张段型面设计方法
专利类型：发明专利
发明人：孙得川
申请号：CN201810375960.4
申请日：20180420
公开号：CN108563896A
公开日：
20180921
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明属于航空航天技术领域，提供了一种提高火箭发动机喷管性能的扩张段型面设计方法。

该方法在传统设计的拉瓦尔喷管扩张段下游增加一个延伸段，利用喷管出口燃气欠膨胀的特性，可以在较短的轴向长度内提高发动机的比冲。

其特征是增加的延伸段型面采用下凸曲线，且该曲线与上游曲线光滑过渡。

本发明的设计方法通过增加喷管出口部位内型面下凸曲线以充分利用发动机排气的剩余压力，提高比冲效果显著，并且实现方法简单。

申请人：大连理工大学
地址：116024 辽宁省大连市甘井子区凌工路2号
国籍：CN
代理机构：大连理工大学专利中心
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［收稿时间］2023-04-30［基金项目］重点研发（2023YFB3408200）；国防基础科研（JCKY2021204B146）。

［作者简介］李卫平（1972—），女，湖南人，博士，教授，研究方向为功能涂镀层制备技术、轻合金表面阳极氧化处理技术、材料加速腐蚀实验方法评估和寿命预测。

［摘要］项目组借助虚拟仿真技术以“体验—学习—发现—探索”为思路构建层层递进的科研课堂“微课题”小班化教学模式，引导学生针对航天领域大型构件电镀仿真模型进行阳极优化设计，明确设计理念。

实践结果表明：虚实结合的小班化教学方法有利于培养学生的思维能力、创新能力、分析和解决问题的能力、设计和优化方案的能力，还有利于提高学生的学习兴趣，可为多元化、创新型卓越人才的培养提供经验。

［关键词］虚实结合；实验教学；小班化教学；电镀工艺仿真；“微课题”［中图分类号］G642.0［文献标识码］A ［文章编号］2095-3437（2023）18-0060-062023年9University Education为贯彻落实习近平新时代中国特色社会主义思想和全国教育大会精神，结合教育部《关于加快建设高水平本科教育全面提高人才培养能力的意见》《关于深化本科教育教学改革全面提高人才培养质量的意见》等要求，北京航空航天大学进一步推进科教融通，提出了依托科技创新平台打造“科研导师、实验室开放日、微课题”三位一体的科研课堂“TOP ”计划，探索全面实现科研优势向人才培养优势转化的北航育人模式[1]。

科研课堂是以“点亮”学生科学创新思维、掌握基本科学研究方法、具备科学探索能力和团队协作能力为目标定位，面向二、三年级本科生开设的，共32学时的实践课程。

依托科研实验室和科研导师资源，以“微课题”形式开展小班化教学，使学生在课题研究过程中初步掌握科研技巧、树立科学精神、培养科研思维、提升创新能力。

为此，项目组依托“空天先进材料与服役教育部重点实验室”，以国家重点研发计划课题“无铬绿色碳化硅类涂层材料与复合电沉积工艺”为支撑，设计了火箭发动机尾喷管收扩段电镀工艺仿真“微课题”（以下简称“微课题”），以“体验—学习—发现—探索”为主线进行小班化教学方法探索。

专利名称：一种液体火箭发动机汽蚀管深锥孔的加工刀具及加工方法
专利类型：发明专利
发明人：王卿,李波,何小虎,董效文,刘林,王尊义,艾昌辉
申请号：CN202010732686.9
申请日：20200727
公开号：CN112059306B
公开日：
20220408
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明涉及一种液体火箭发动机汽蚀管深锥孔的加工刀具及加工方法。

加工刀具包括锥头和铰刀柄部，锥头为6°±5′锥形结构，型面为圆弧齿背，均布有4齿切削刃，切削刃具有2°刃倾角。

深锥孔的加工方法是在普车上采用上述铰刀，将铰孔工序分为粗铰、半精铰、精铰，加工过程采用啄孔方式进行，刷豆油冷却。

本发明采用铰孔工艺加工深锥孔，较传统镗孔工艺锥孔圆度好，刀具振动小，加工质量及一致性好，圆锥精铰刀切削刃通过修磨出特殊的前后角及刃倾角，配合加工方法实现了某液体火箭发动机汽蚀管扩张段深锥孔的批量加工，有效降低汽蚀管锥孔加工的铰刀磨损，降低了孔内表面粗糙度，提高了汽蚀管的加工效率，在批量生产中效果较为显著。

申请人：西安航天发动机有限公司
地址：710100 陕西省西安市雁塔区航天基地神舟二路69号
国籍：CN
代理机构：中国航天科技专利中心
代理人：马全亮
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火箭发动机喷管的加工工艺
火箭发动机喷管的加工工艺是一个复杂的过程，需要经过多个步骤和工序。

1. 设计和模拟：在开始加工工艺之前，需要先进行设计和模拟。

这包括确定喷管的几何形状、尺寸、材料和性能要求等。

2. 材料准备：选择合适的材料，并进行材料准备工作，如切割、打磨和清洁等。

3. 铸造：一种常见的制造喷管的方法是铸造。

在铸造过程中，根据设计要求将熔化的金属液体倒入预先制备好的模具中，然后等待其冷却和凝固。

4. 精密加工：铸造得到的喷管通常还需要经过精密加工，以满足更高的精度和表面质量要求。

例如，使用机床进行车削、钻孔、铣削和打磨等操作。

5. 焊接：部分喷管可以通过焊接多个零件来完成。

这可以使用不同的焊接技术，如电弧焊、激光焊或等离子焊。

6. 表面处理：喷管可以进行表面处理，以提高其耐腐蚀性和耐高温性能。

常见的表面处理方法包括电镀、阳极氧化和喷涂等。

7. 质量检测：完成加工之后，需要进行质量检测，确保喷管满足设计要求。

常用的检测方法包括尺寸测量、非破坏性测试和材料分析等。

8. 最终装配：完成质量检测后，喷管可以进行最终装配，与其他部件组装到一起，以组成完整的火箭发动机。

需要注意的是，不同类型的火箭发动机和不同的工艺流程可能会有所不同。

以上只是一般的加工工艺流程的一个概述。

液体火箭发动机制造工艺技术嘿，咱今儿就来说说液体火箭发动机制造工艺技术这档子事儿。

你说这液体火箭发动机，那可真是航天领域的大宝贝啊！就好比汽车的发动机，是让车子跑起来的关键，这液体火箭发动机就是让火箭能冲向太空的核心力量呀！先来说说制造这液体火箭发动机的材料吧，那可得是杠杠的才行！就像盖房子得用坚固的砖头一样，这材料要是不行，还怎么指望它能在太空里经受住各种考验呢？得用那些耐高温、高压，还特别结实的材料，不然火箭飞到一半出问题了，那可不得了啦！然后呢，就是设计啦。

这设计可不能马虎，得精确到每一个小细节。

想象一下，就像裁缝做衣服，尺寸得量得刚刚好，多一点少一点都不行。

这发动机的设计也是一样，每个零件的位置、形状、大小都得设计得恰到好处，这样才能让它高效地工作呀。

制造的过程那更是要小心翼翼，好比雕琢一件艺术品。

工人们得聚精会神，不能有一丝一毫的差错。

焊接得牢固，加工得精细，任何一个小瑕疵都可能导致大问题。

这可不是闹着玩的呀，这是关乎着火箭能不能顺利升空的大事儿呢！还有那些管道啊、阀门啊，都得安装得稳稳当当的。

就跟家里的水管一样，要是漏水了可不行，这火箭上的管道要是出问题，那后果可不堪设想。

再说说燃料吧，这可是火箭的动力源泉啊！就像人要吃饭才有劲干活一样，火箭有了合适的燃料才能爆发出强大的力量。

这燃料的调配、储存也都有讲究，得保证安全又高效。

哎呀，想想看，制造一个液体火箭发动机多不容易啊！这得需要多少人的智慧和努力呀！从设计人员到制造工人，从科研人员到测试人员，大家都在为了这个伟大的目标而努力奋斗着。

咱国家在这方面那可是相当厉害的哟！经过了无数人的努力和付出，咱的液体火箭发动机技术那是越来越先进。

这可不只是技术上的进步，更是咱中国人的骄傲啊！咱可不能小瞧了这液体火箭发动机制造工艺技术，它可是推动着人类探索太空的重要力量。

以后啊，咱还得继续加油，让咱的技术更上一层楼，让咱的火箭能飞得更高、更远！这就是我对液体火箭发动机制造工艺技术的一些看法，你觉得呢？。

收扩段成型过程仿真
郭景录;李锋;黄道琼
【期刊名称】《火箭推进》
【年(卷),期】2000(000)004
【摘要】推力室收扩段无焊缝成型是某型号发动机研制的关键技术之一,由于收扩段结构复杂且加工变形量大,所以工艺设计难度很大,为制定合理的工艺方案,本文采用有限元方法对成型过程进行了仿真计算,设计了整体冲压和分瓣胀型所需的模具尺寸,并给出采取热处理的合理次序。

【总页数】9页(P23-31)
【作者】郭景录;李锋;黄道琼
【作者单位】中国航天科技集团公司第十一研究所;中国航天科技集团公司第十一研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V463
【相关文献】
1.液体火箭发动机喷管收扩段的数控加工工艺研究 [J], 范振云;徐科
2.收扩段内、外壁间隙控制研究 [J], 崔薇;王卿
3.收扩段内、外壁间隙控制研究 [J], 崔薇;王卿
4.推力室收扩段钎焊工艺优化分析试验 [J], 王东方;刘超锋;陈少斌;张鹏;梁防伟
5.高速热喷流条件下二元收扩喷管扩张段壁面冷却的初步试验研究 [J], 额日其太;王志杰;吴寿生
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液体火箭发动机先进制造技术研究及展望发布时间：2021-05-14T03:04:58.698Z 来源：《中国科技人才》2021年第8期作者：雒云云徐洪涛[导读] 近年来，随着我国航空航天工业的不断发展，特别是满足深空探索，载人航天月球探索，空间站等重大项目的需求，对运载火箭动力系统的性能要求越来越高。

中国航天天津长征火箭制造有限公司天津 300300摘要：通过对国内外先进液体火箭发动机的研究，从战略导弹、战术导弹、空间运输用液体火箭发动机、超音速高超音速液体组合动力四个方面入手，根据技术水平，提出了液体火箭发动机的技术发展方向，指出了液体火箭发动机和液体组合动力在各个领域所面临的关键技术问题，并讨论了解决关键技术的主要途径，以期为我国液体火箭发动机技术的发展提供参考。

关键词：液体火箭发动机；太空发射；综合实力；关键技术1引言近年来，随着我国航空航天工业的不断发展，特别是满足深空探索，载人航天月球探索，空间站等重大项目的需求，对运载火箭动力系统的性能要求越来越高。

目前，液体火箭发动机（LRE）仍然是运载火箭不可替代的主要动力单元，其可靠性直接关系到太空飞行任务的成败。

作为该国最重要的武器，LRE的设计、开发、生产、加工和制造涉及许多技术领域，体现了该国科学技术和工业发展的总体水平。

LRE具有复杂的结构和许多零件，是一个复杂的流体机械热力学系统，由多个独立的动力学过程的强耦合形成，工作条件和环境极为极端。

对未来LRE技术的发展趋势和需要解决的问题进行了分析与展望。

2液体火箭发动机技术的发展方向针对国际液体火箭发动机的一流技术水平，并适应未来先进导弹武器和液体运输技术发展的需求，我国的液体火箭发动机技术应以高性能、强大的适应能力、大规模、组合化为发展方向，继续在各个方面进行创新研究，不断提高液体火箭发动机的技术水平，支持航天力量的建设。

根据运载火箭的工作环境，以确保液体火箭发动机不受环境温度、振动、真空条件和宇宙辐射的影响，并在高温、高压等恶劣条件下正常稳定地运行、高速和振动，这对发动机很重要。