RBCC发动机模态转换研究进展

1

作者 薛瑞 吴晟磊 +1 位作者 何颖 牛祯 《战术导弹技术》 北大核心 2025年第4期75-89,共15页

火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)推进系统是极具发展前景的组合动力方案,而模态转换阶段是RBCC发动机工作的关键环节,关系到整个推进系统的成败和效率。RBCC发动机的不同工作模态具有显著的分类特征,重点总结了引射/... 火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)推进系统是极具发展前景的组合动力方案,而模态转换阶段是RBCC发动机工作的关键环节,关系到整个推进系统的成败和效率。RBCC发动机的不同工作模态具有显著的分类特征,重点总结了引射/亚燃与亚燃/超燃两个关键转换阶段,综述相关特性与机理的研究进展,汇总实验与数值模拟方面的研究成果。与双模态超燃冲压发动机相比,RBCC发动机由于内含火箭射流,在模态平稳转换控制上具备优势。结合以等离子体为代表的新型多场燃烧耦合控制方式,RBCC发动机成为了当前超声速燃烧流动控制的研究热点。在总结相关进展的基础上,对未来的模态过渡研究提出了建议。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 火箭基组合循环 推进系统 亚燃模态 超燃模态 模态转换 转换机理

原文传递

基于技术成熟度的弹用涡喷/涡扇发动机成本分析方法

2

作者 李佳妮 唐敏 +1 位作者 张保山 郭基联 《航空发动机》 北大核心 2025年第3期89-95,共7页

针对由于指标选取不够合理导致弹用涡喷/涡扇发动机成本分析精度不高的问题,归纳了影响成本的各种因素,利用变量投影重要性指标和信效度指标找出现行成本分析方法在指标选取方面存在的不足,通过引入技术成熟度S曲线模型,以Compendex数... 针对由于指标选取不够合理导致弹用涡喷/涡扇发动机成本分析精度不高的问题,归纳了影响成本的各种因素,利用变量投影重要性指标和信效度指标找出现行成本分析方法在指标选取方面存在的不足,通过引入技术成熟度S曲线模型,以Compendex数据库中各项关键技术的文献数量为依据,计算出同时期弹用涡喷/涡扇发动机技术成熟度的评估值,并将其与性能参数共同作为自变量进行成本的回归建模分析,建立了考虑技术成熟度的综合成本分析模型。结果表明:该模型的平均误差从15.22%降低到7.20%,明显提高了成本估算的精度,并有效降低了样本的特异性,对弹用发动机的成本分析具有实际意义。 展开更多

关键词 弹用涡喷/涡扇发动机 技术成熟度 成本分析 偏最小二乘回归

在线阅读 下载PDF 职称材料

水下超声速射流诱导流场特性三维数值分析

3

作者 王旭刚 曹越 +2 位作者 徐嘉 王凡瑜 俞建阳 《船舶力学》 北大核心 2025年第7期1048-1060,共13页

为研究喷管进出口不同压比条件下水下回转体尾部喷流流场特征,本文基于VOF多相流模型对超声速射流诱导流场特性展开研究,分析了不同压比下回转体尾部流场形成演化规律和诱导空泡形态分布。研究结果表明:射流尾空泡形态与喷管压比密切相... 为研究喷管进出口不同压比条件下水下回转体尾部喷流流场特征,本文基于VOF多相流模型对超声速射流诱导流场特性展开研究,分析了不同压比下回转体尾部流场形成演化规律和诱导空泡形态分布。研究结果表明:射流尾空泡形态与喷管压比密切相关,低压比射流(喷管未过膨胀)诱导尾空泡呈现出类似超空泡的锥形形态;高压比条件下(压比为11.36,喷管过膨胀)射流受尾涡影响减弱,高压比射流在Kelvin–Helmholtz不稳定性驱动的剪切夹带作用下会演化为脉动射流;脉动射流流场内的“回击”现象和水介质压力扰动会对射流的脉动特性产生“正反馈”;高压比射流转为脉动射流后流道颈缩程度随时间剧烈波动,初始空泡的破碎会使颈缩位置随时间随机分布;高压比射流在压比为21、喷管欠膨胀时,流场脉动特性发生转变,尾空泡形态趋于稳定,回转体底部压力波动幅度降低。 展开更多

关键词 水下超声速气体射流 气液两相流 尾空泡 数值模拟

在线阅读 下载PDF 职称材料

基于VAE-LSTM模型的无人机飞行数据异常检测 被引量：6

4

作者 王从宝 张安思 +2 位作者 杨磊 张保 李松 《电子测量技术》 北大核心 2024年第3期187-196,共10页

无人机飞行数据是反映其自身飞行安全的重要状态参数,通过对飞行数据进行异常检测,是提高无人机整体飞行安全性的关键举措。尽管基于数据驱动方法不需专家先验知识和精确的物理模型,但缺乏参数选择且检测网络结构模型单一,使得检测模型... 无人机飞行数据是反映其自身飞行安全的重要状态参数,通过对飞行数据进行异常检测,是提高无人机整体飞行安全性的关键举措。尽管基于数据驱动方法不需专家先验知识和精确的物理模型,但缺乏参数选择且检测网络结构模型单一,使得检测模型由于参数过多导致过拟合以及无法有效捕捉数据异常模式的问题。文中结合变分自编码器和长短期记忆网络的优势,提出了一种基于VAE-LSTM的无人机飞行数据异常检测模型方法。首先,引入肯德尔相关性分析方法用于选择相关依赖的飞行数据参数集;其次,将具有相关性的参数集对所设计的VAE-LSTM深度混合模型进行训练,学习不同数据特征之间的关系映射;最后,以无监督异常检测方式在真实多维无人机飞行数据进行验证。实验结果表明,VAE-LSTM的精密度、检测率、准确率、F1分数及误检率的各项平均性能指标分别达到95.24%、98.71%、98.8%、96.82%、1.31%,相比于KNN、OC-SVM、VAE、LSTM模型,整体上展现出较好异常检测性能。 展开更多

关键词 无人机飞行数据 Kendall相关性 变分自编码器 长短期记忆网络 混合模型 异常检测

原文传递

水下固体火箭发动机的推力特性 被引量：10

5

作者 唐云龙 李世鹏 +4 位作者 刘筑 唐嘉宁 谢侃 隋欣 王宁飞 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期477-485,共9页

在微观层面上对火箭发动机射流结构变化对推力的影响规律进行分析研究.采用轴对称模型对不同工况下的二维发动机模型进行数值模拟,获取推力振荡曲线,并研究不同阶段的推力变化,探究推力峰值与断裂的对应关系及推力振荡幅值与频率随工作... 在微观层面上对火箭发动机射流结构变化对推力的影响规律进行分析研究.采用轴对称模型对不同工况下的二维发动机模型进行数值模拟,获取推力振荡曲线,并研究不同阶段的推力变化,探究推力峰值与断裂的对应关系及推力振荡幅值与频率随工作环境变化的关系.研究结果表明:推力振荡产生的原因是射流在激波诱导下产生周期性颈缩;由于胀股及回击破碎的作用,水下射流推力存在多阶频率峰值;根据胀股主要处于中频段的重要结论对前4阶频率的研究表明射流回击与胀股具有相关性. 展开更多

关键词 固体火箭发动机 水下燃气射流 推力 多阶振荡 回击与胀鼓

原文传递

液体火箭发动机推力室内壁寿命预估 被引量：12

6

作者 孙冰 丁兆波 康玉东 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第12期2980-2986,共7页

为了分析推力室内壁失效机理及准确预估推力室内壁寿命,对推力室进行流-热-固耦合计算.流-热耦合为热-固耦合提供准确的热和机械载荷,热-固耦合模型对推力室内壁在循环加载下的变形进行非线性平面应变有限元分析.通过计算,得到了推力室... 为了分析推力室内壁失效机理及准确预估推力室内壁寿命,对推力室进行流-热-固耦合计算.流-热耦合为热-固耦合提供准确的热和机械载荷,热-固耦合模型对推力室内壁在循环加载下的变形进行非线性平面应变有限元分析.通过计算,得到了推力室内壁在单循环各阶段的应力-应变分布和循环加载下的变形过程,并进行了寿命预估.结果表明:采用的流-固耦合策略能准确地实现流-热耦合模块向热-固耦合模块的载荷传递,能为结构分析提供准确的边界条件.在预冷、后冷和松弛阶段,内壁承受拉应力;在工作阶段,内壁承受压应力.随着循环次数的增加,内壁残余应力和应变不断增大,内壁向燃烧室内鼓起和不断变薄,冷却通道中心最先失效.所采用的分析模型能够模拟内壁在循环热和机械载荷下的变形过程,用于预估推力室内壁的循环寿命. 展开更多

关键词 液体火箭发动机推力室 流固耦合 循环加载 弹塑性材料 非线性分析 寿命预估

原文传递

固体燃料超燃冲压发动机燃速研究进展 被引量：9

7

作者 王宁飞 刘昶秀 魏志军 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第3期727-736,共10页

对固体燃料超燃冲压发动机燃烧面退移速率(简称燃速)研究现状和进展进行了详细阐述,分别从固体燃料类型、燃烧室构型、理论预估模型、数值模拟及实验研究等方面出发,论述了固体燃料在超声速流动下燃速研究的进展和难点;从亚燃冲压发动... 对固体燃料超燃冲压发动机燃烧面退移速率(简称燃速)研究现状和进展进行了详细阐述,分别从固体燃料类型、燃烧室构型、理论预估模型、数值模拟及实验研究等方面出发,论述了固体燃料在超声速流动下燃速研究的进展和难点;从亚燃冲压发动机、热防护层、富氧环境下绝热层烧蚀3个方面提炼出可以用于超燃冲压发动机燃速研究的经验和方法:①提出了加强针对固体燃料超声速流动中受热行为、传热传质过程的研究方向;②深入探索了固体超燃燃速性质;③开发了对应的数值软件及系统地进行实验等观点,为国内该领域的研究提供参考. 展开更多

关键词 固体燃料 亚燃冲压发动机 超燃冲压发动机 燃烧面退移速率 烧蚀

原文传递

轨控发动机真空流场计算 被引量：5

8

作者 朱定强 薛莲 +1 位作者 蔡国飙 张振鹏 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第5期830-833,875,共5页

拦截弹轨控发动机在真空中的流场可为其设计提供重要的理论依据,同时其喷焰红外辐射特性也是防御上的重要研究对象。采用基于有限体积形式的LU格式离散N-S方程,通过时间推进法求解拦截弹轨控发动机喷管以及外场喷流区域在内的气相统一流... 拦截弹轨控发动机在真空中的流场可为其设计提供重要的理论依据,同时其喷焰红外辐射特性也是防御上的重要研究对象。采用基于有限体积形式的LU格式离散N-S方程,通过时间推进法求解拦截弹轨控发动机喷管以及外场喷流区域在内的气相统一流场,同时考虑了各主要组分参与的化学反应,得到了轨控发动机喷管内外速度、温度、密度、组分浓度等参数的分布情况。研究表明:使用本文中的方法可以很好地计算出轨控发动机在真空中的内外流场。真空羽流膨胀迅速。 展开更多

关键词 流场 轨控发动机 真空 化学反应

在线阅读 下载PDF 职称材料

非牛顿流体射流雾化特性研究进展 被引量：5

9

作者 杨立军 刘陆昊 富庆飞 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第12期63-89,共27页

本文总结了有关非牛顿流体射流雾化特性的研究进展。首先,阐述了预测非牛顿液体射流初次雾化失稳特性的理论方法,介绍了有关非牛顿流体射流初次雾化的实验现象和特性参数。当射流初次雾化的过程结束后,破碎产生的液滴会在高速气流中发... 本文总结了有关非牛顿流体射流雾化特性的研究进展。首先,阐述了预测非牛顿液体射流初次雾化失稳特性的理论方法,介绍了有关非牛顿流体射流初次雾化的实验现象和特性参数。当射流初次雾化的过程结束后,破碎产生的液滴会在高速气流中发生二次雾化。随后,总结了国内外有关非牛顿流体液滴二次雾化实验研究的相关进展。分析了液滴二次雾化的实验现象,总结了不同种类液滴二次雾化过程中所研究特性参数,如破碎模态、临界韦伯数和初始变形时间等随来流气体参数之间的关系,并介绍了基于液滴二次雾化物理过程所建立的预测喷雾场液滴平均粒径的雾化模型。最后,基于目前的研究现状,给出了非牛顿液体射流初次雾化和二次雾化实验研究的后续重点研究方向及建议。 展开更多

关键词 初次雾化 二次雾化 雾化模型 非牛顿流体 液体射流

原文传递

液体火箭发动机涡轮泵故障诊断的新方法 被引量：5

10

作者 窦唯 刘占生 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第2期266-270,共5页

针对传统的液体火箭发动机涡轮泵故障诊断方法只能在有样本数据并且样本数据充足的情况下才能进行准确诊断以及诊断时难以提取状态特征的缺点,提出一种适用于涡轮泵在线监测及诊断方法,该方法利用生物免疫系统的反面选择机理,利用生物... 针对传统的液体火箭发动机涡轮泵故障诊断方法只能在有样本数据并且样本数据充足的情况下才能进行准确诊断以及诊断时难以提取状态特征的缺点,提出一种适用于涡轮泵在线监测及诊断方法,该方法利用生物免疫系统的反面选择机理,利用生物克隆和学习机理使改进型反面选择算法产生的检测器具有不同的检测半径,使其能更有效地覆盖异常空间,能有效地提取涡轮泵的状态特征,避免了检测器产生效率低等问题。实例诊断结果表明:该方法较好地解决了故障样本难以获取及有效地提取涡轮泵的状态特征的问题,能准确监测出涡轮泵各种常见故障所引起的异常并能准确诊断,较高诊断精度表明该方法是可行的,并且具有较好的在线性、准确性及鲁棒性,为液体火箭发动机涡轮泵故障异常检测探索了一条新路。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 涡轮泵 故障诊断 人工免疫

原文传递

进气掺氢对爆轰波参数影响的试验研究 被引量：1

11

作者 白桥栋 翁春生 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第12期1915-1920,共6页

为研究氢气对气液两相脉冲爆轰发动机内爆轰参数的影响,对进气掺氢的脉冲爆轰发动机进行了试验研究,实现了发动机的稳定工作。研究发现,进气中掺混氢气对爆轰波参数有较大影响,氢气进气压力为0.1MPa时,掺氢后爆轰波的峰值压力和速度均... 为研究氢气对气液两相脉冲爆轰发动机内爆轰参数的影响,对进气掺氢的脉冲爆轰发动机进行了试验研究,实现了发动机的稳定工作。研究发现,进气中掺混氢气对爆轰波参数有较大影响,氢气进气压力为0.1MPa时,掺氢后爆轰波的峰值压力和速度均明显提高,爆轰波速度由1045.9m/s升高至1846.2m/s,发动机尾部位置上爆轰峰值压力从1.9MPa上升至4.5MPa,爆轰波后平台压力提高了0.2~0.6MPa;当氢气进气压力由0.1MPa增加至0.22MPa时,爆轰波速度随之增大。进气掺氢后燃烧转爆轰位置提前,有利于减少燃烧转爆轰的距离,进气掺氢的脉冲爆轰发动机能在较少扰流片（5片扰流片）情况下起爆,但当扰流片少于5片时,发动机内未能正常起爆。 展开更多

关键词 脉冲爆轰发动机 爆轰波 燃烧转爆轰 氢气

原文传递

某固体火箭冲压发动机绝热层传热烧蚀数值仿真研究 被引量：1

12

作者 曹军 房雷 吴川 《航空兵器》 2011年第3期56-59,共4页

建立补燃室三维流场燃烧模型,并针对轴向不同位置的缺陷对补燃室内燃烧及流动进行了数值模拟,结果表明,缺陷越靠近化学反应区,燃烧场的温度变化越明显;然后根据流场计算结果对补燃室绝热层烧蚀过程进行了有限元数值计算,得到绝热层内部... 建立补燃室三维流场燃烧模型,并针对轴向不同位置的缺陷对补燃室内燃烧及流动进行了数值模拟,结果表明,缺陷越靠近化学反应区,燃烧场的温度变化越明显;然后根据流场计算结果对补燃室绝热层烧蚀过程进行了有限元数值计算,得到绝热层内部的温度场和应力场,并将应变作为绝热层脱落的依据,成功模拟出凹坑的形成与变化过程。 展开更多

关键词 固体火箭冲压发动机 绝热层 传热烧蚀 数值模拟

在线阅读 下载PDF 职称材料

浇铸型固体发动机衬层/药柱界面脱粘低温探伤研究

13

作者 于光辉 卢洪义 +2 位作者 王鸿玲 朱敏 刘鸿雁 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第12期1499-1503,共5页

基于粘弹性理论,用有限元方法分析了浇铸型固体发动机冷冻条件下衬层与药柱的脱粘间隙与脱粘长度、冷冻温度的关系。通过对仿真结果的分析,从理论上得出了固体发动机界面脱粘低温探伤的可行性。通过试验发动机冷冻前后的计算机层析成像(... 基于粘弹性理论,用有限元方法分析了浇铸型固体发动机冷冻条件下衬层与药柱的脱粘间隙与脱粘长度、冷冻温度的关系。通过对仿真结果的分析,从理论上得出了固体发动机界面脱粘低温探伤的可行性。通过试验发动机冷冻前后的计算机层析成像(CT)图像的比较,得出了固体发动机界面脱粘低温探伤方法可部分检测到冷冻前检测不到的脱粘。 展开更多

关键词 航空、航天推进系统 脱粘长度 冷冻温度 脱粘间隙

在线阅读 下载PDF 职称材料

某液体火箭发动机现场故障诊断技术分析 被引量：2

14

作者 窦唯 孙露 《强度与环境》 2010年第5期46-51,共6页

针对某液体火箭发动机热试车时发生的故障,详细的分析了振动数据、压力数据及转速数据,研究了该发动机产生故障的原因,并在试验后的发动机分解后得到有效的验证。

关键词 液体火箭发动机 涡轮泵 振动 故障诊断

在线阅读 下载PDF 职称材料

发动机推进剂高能射线半值层试验研究

15

作者 卢洪义 李善高 +1 位作者 孙建国 史佩 《海军航空工程学院学报》 2007年第1期106-108,共3页

制作了试验用的大型导弹发动机推进剂模块,选用了9MeV的电子加速器作为实验用的高能射线源,设计了推进剂半值层的试验方案,根据不同的推进剂的厚度,取得了相应的试验结果,通过分析得到科学的结论.

关键词 半值层 推进剂 电子加速器

在线阅读 下载PDF 职称材料

拉瓦尔喷管内射流凝结流动数值研究

16

作者 傅德彬 杨珺凡 +1 位作者 刘浩天 成红刚 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第9期2073-2083,共11页

为明确拉瓦尔喷管内流动凝结效应以及喷管几何条件、水蒸气含量等因素对凝结状态的影响,采用综合了流动控制方程、相变成核模型和粒子生长模型的欧拉离散相计算方法,对扩张比分别为2、3、4、5和水蒸气含量分别为10%、30%、50%、70%、90%... 为明确拉瓦尔喷管内流动凝结效应以及喷管几何条件、水蒸气含量等因素对凝结状态的影响,采用综合了流动控制方程、相变成核模型和粒子生长模型的欧拉离散相计算方法,对扩张比分别为2、3、4、5和水蒸气含量分别为10%、30%、50%、70%、90%、100%的模型进行数值计算分析。计算结果表明:水蒸气凝结对喷管内的流场参数具有显著影响,水蒸气凝结释放潜热,流场温度明显高于不考虑凝结效应的模型状态;随着扩张比增大,轴线上喷管出口处液滴半径增随着喷管扩张半角增大,轴线上液滴出现位置更靠近喉部,轴线上喷管出口处液滴半径增大;随着水蒸气含量增大,轴线上液滴出现位置更靠近喉部,水蒸气含量与液滴粒径之间表现为非线性关系。 展开更多

关键词 超声速喷管流动 多相流 粒子成核生长模型 欧拉离散相模型 水蒸气相变凝结

原文传递

腐蚀对30CrMnSiNi2A钢结构疲劳寿命的影响 被引量：21

17

作者 陈群志 杨蕊琴 +1 位作者 李国元 王逾涯 《装备环境工程》 CAS 2007年第5期7-9,17,共4页

采用周期浸润加速腐蚀试验与疲劳试验相结合的方法,研究了腐蚀及腐蚀与疲劳交替作用对某型飞机30CrMnSiN i2A机翼主梁疲劳寿命的影响。结果表明,腐蚀环境的影响会引起30CrMnSiN i2A高强度结构钢的疲劳寿命明显降低。与未腐蚀状态相比,... 采用周期浸润加速腐蚀试验与疲劳试验相结合的方法,研究了腐蚀及腐蚀与疲劳交替作用对某型飞机30CrMnSiN i2A机翼主梁疲劳寿命的影响。结果表明,腐蚀环境的影响会引起30CrMnSiN i2A高强度结构钢的疲劳寿命明显降低。与未腐蚀状态相比,预腐蚀5、10、15天后,某型飞机机翼主梁模拟件的平均疲劳寿命分别下降了17.3%、20.5%、33.2%;而在腐蚀与疲劳交替作用下,其平均疲劳寿命下降了22.8%。在给定的腐蚀环境和疲劳载荷谱作用下,平均疲劳寿命N50随预腐蚀时间t的变化可以用N50=1044.541-219.978t描述。 展开更多

关键词 30CRMNSINI2A 飞机结构 腐蚀 加速腐蚀试验 载荷谱 疲劳寿命

在线阅读 下载PDF 职称材料

基于响应面法的火箭发动机喷管型面优化设计 被引量：16

18

作者 王英鹏 徐义华 +1 位作者 孙海俊 冯喜平 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第1期214-224,共11页

针对已知某型火箭发动机的燃气参数,对比了维托辛斯基、双三次、五次曲线及基于维托辛斯基的移轴法设计的收缩段型面喷管性能,其中移轴法得到喷管性能较优;采用单一变量法计算分析了喷管型面参数(初始扩张段圆弧半径、扩张段出口半角、... 针对已知某型火箭发动机的燃气参数,对比了维托辛斯基、双三次、五次曲线及基于维托辛斯基的移轴法设计的收缩段型面喷管性能,其中移轴法得到喷管性能较优;采用单一变量法计算分析了喷管型面参数(初始扩张段圆弧半径、扩张段出口半角、扩张段长径比、扩张段扩张角以及收缩段长径比)对喷管性能影响规律,喷管出口推力随着初始扩张段圆弧半径以及出口半角的增大而减小;随着收缩段长径比、扩张段长径比以及扩张角的增大,喷管出口推力先增大后减小。由于各型面参数的影响关系存在着耦合现象,为了综合考虑各参数对喷管性能影响,采用响应面法(RSM)对喷管型面各参数进行优化设计,结果表明:RSM所得到的型面喷管在推力增加的基础上,长度减小了3.40%。 展开更多

关键词 推进系统 推力喷管 响应面法 型面参数 优化设计

原文传递

针栓式喷注器雾化特性试验 被引量：16

19

作者 方昕昕 沈赤兵 +1 位作者 成鹏 汪磊 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第8期1853-1860,共8页

采用高速摄影和马尔文测粒系统对针栓式喷注器雾化特性进行研究,得到了索太尔平均直径(SMD)、粒径分布均匀度指数和雾化锥角随针栓式喷注器结构参数的变化趋势。结果表明:SMD沿喷注轴向均匀不变,沿径向增加;随着气液流量比的增大SMD减小... 采用高速摄影和马尔文测粒系统对针栓式喷注器雾化特性进行研究,得到了索太尔平均直径(SMD)、粒径分布均匀度指数和雾化锥角随针栓式喷注器结构参数的变化趋势。结果表明:SMD沿喷注轴向均匀不变,沿径向增加;随着气液流量比的增大SMD减小,而粒径分布均匀度指数先降低而后有所回升;粒径分布均匀度指数与狭缝宽度的乘积近似为常值0.35;当气液流量比大于0.206时,由于气动力的作用,雾化边界可分为两段,上面段为收缩段,下面段为等直径段;在针栓式喷注器设计时,狭缝宽度取值越小越好,而液膜半锥角应当考虑SMD和雾化锥角折中选取。 展开更多

关键词 针栓式喷注器 变推力 火箭发动机 雾化特性 马尔文测量系统

原文传递

针栓式喷注器锥形液膜破碎特性试验 被引量：13

20

作者 方昕昕 沈赤兵 张新桥 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第12期3004-3009,共6页

采用高速摄影获得了针栓式喷注器在不同喷注压降和结构参数下的表面波破碎图像,测量了锥形液膜的破碎长度和破碎时间,研究了变工况时液膜破碎长度和破碎时间的变化规律.试验结果表明:在喷注压降不变的条件下,针栓式喷注器能够实现流量... 采用高速摄影获得了针栓式喷注器在不同喷注压降和结构参数下的表面波破碎图像,测量了锥形液膜的破碎长度和破碎时间,研究了变工况时液膜破碎长度和破碎时间的变化规律.试验结果表明:在喷注压降不变的条件下,针栓式喷注器能够实现流量的线性调节.针栓式喷注器设计时,在合理的推进剂动量比范围内,狭缝宽度应尽量取小.液膜在低工况时破碎得更快.液膜破碎长度和破碎时间均随喷注压降的增加而减小. 展开更多

关键词 变推力火箭发动机 针栓式喷注器 锥形液膜 破碎长度 破碎时间

原文传递