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采用欧拉-拉格朗日方法的针栓推力室燃烧性能数值仿真
1
作者 余航 刘赟聪 +4 位作者 孙五川 黄佐华 李龙飞 卞香港 张英佳 《西安交通大学学报》 北大核心 2026年第1期171-179,共9页
针对带有边区液膜冷却的针栓式喷注器火箭发动机“效率-冷却”的固有矛盾,以甲基肼/四氧化二氮(MMH/NTO)针栓发动机为研究对象,采用k-ωSST湍流模型、欧拉-拉格朗日方法及涡耗散概念模型耦合多步化学反应机理,开展了推力室燃烧过程三维... 针对带有边区液膜冷却的针栓式喷注器火箭发动机“效率-冷却”的固有矛盾,以甲基肼/四氧化二氮(MMH/NTO)针栓发动机为研究对象,采用k-ωSST湍流模型、欧拉-拉格朗日方法及涡耗散概念模型耦合多步化学反应机理,开展了推力室燃烧过程三维数值仿真研究,系统剖析了边路冷却比例和动量比对推力室性能的影响机制。研究结果表明:双排孔针栓喷注器的射流雾化结构呈现3个锥角的典型特征,燃烧高度依赖雾化掺混效果;随冷却比例增加,壁面温度显著降低,当冷却比例超过27%时,推进剂混合比偏离最佳值,推力室室压降低。综合考虑壁面温度安全性与推力室性能,边路冷却比例最优区间为20%~27%;动量比对推力室流场分布和燃烧效率影响显著,存在最佳动量比区间,偏离该区间均导致掺混效果不佳,进而使得推力室性能下降,双排孔针栓喷注器的建议动量比区间为2.10~3.06。该研究为MMH/NTO双组元针栓喷注推力室设计优化提供重要依据,为实现针栓发动机高效、安全运行提供工程指导,也为同类型姿轨控发动机性能优化提供设计参考。 展开更多
关键词 姿轨控发动机 针栓式喷注器 甲基肼/四氧化二氮 三维数值仿真
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强制对流模式下脉冲射流碰壁液膜冷却的传热特性
2
作者 刘传胜 刘明阳 +1 位作者 汤成龙 黄佐华 《推进技术》 北大核心 2025年第10期194-205,共12页
射流碰壁液膜冷却因结构紧凑且冷却效率高,被广泛应用于小推力的姿轨控发动机中。为了获得强制对流模式下的脉冲射流碰壁液膜冷却传热特性,采用红外测温及温度反演算法,进行了实验研究。实验的射流流量为30~55 mL/min,初始壁面温度为40~... 射流碰壁液膜冷却因结构紧凑且冷却效率高,被广泛应用于小推力的姿轨控发动机中。为了获得强制对流模式下的脉冲射流碰壁液膜冷却传热特性,采用红外测温及温度反演算法,进行了实验研究。实验的射流流量为30~55 mL/min,初始壁面温度为40~120℃,脉冲频率为2~20 Hz。结果表明:与连续射流相比,脉冲射流的冷却总热量显著提高,但脉冲频率对冷却总热量的影响不大。脉冲射流充分冷却区域较连续射流发展更快,且都呈现逐渐加速的趋势。滞止点处具有最大热流量,且与脉冲周期存在显著相位差。随着壁温的降低,滞止点峰值热流量逐渐减小。射流流量对冷却总热量及滞止点热流量的影响较初始壁面温度的影响更为微弱。在脉冲射流开启状态,液膜前缘长度和液膜面积基本随时间线性增长。 展开更多
关键词 脉冲射流 射流碰壁 液膜冷却 强制对流 温度反演
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液体火箭发动机高频燃烧不稳定数值模拟基础模型 被引量：2
3
作者 洪春涛 陈钱 《火箭推进》 北大核心 2025年第1期17-33,共17页
液体火箭发动机高频燃烧不稳定问题是液体火箭发动机中重要的复杂问题之一,数值模拟在研究该问题时具有一定优势。液体火箭发动机高频燃烧不稳定数值模拟涉及较多基础模型,为了合理应用现有基础模型并进行进一步发展,从喷雾模型与蒸发... 液体火箭发动机高频燃烧不稳定问题是液体火箭发动机中重要的复杂问题之一,数值模拟在研究该问题时具有一定优势。液体火箭发动机高频燃烧不稳定数值模拟涉及较多基础模型,为了合理应用现有基础模型并进行进一步发展,从喷雾模型与蒸发模型、湍流模型与亚格子模型、燃烧模型、热物性模型这4个方面对其相关研究进行梳理。结果表明,离散相模型尽管能获得较好效果,但离实现液体火箭发动机高频燃烧不稳定全过程解析所需的喷雾模拟还有较大差距,后续研究中需通过在数值模拟中更好地融入流动不稳定性理论来准确模拟喷雾过程自身的非定常特性,通过离散相模型的气液双向耦合或VOF-DPM模型来准确模拟喷雾过程对扰动的响应。湍流建模中尽管经济性高的URANS方法在工程设计上有一定的价值,但LES方法能更准确地捕捉非线性压力振荡对非定常湍流的影响,后续研究中RANS/LES混合方法也应得到进一步的应用。EBU-Arrhenius模型能初步满足湍流-化学反应相互作用建模的要求,但燃烧细节的模拟不足;后续研究中可采用考虑详细化学反应动力学机理的燃烧模型,以更准确地捕捉非线性压力振荡对非定常燃烧释热的影响。目前大多研究都考虑了真实流体热物性,后续研究中还需探索适用于亚临界、跨临界和超临界等环境下所有流体状态的热物性统一处理方法。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 高频燃烧不稳定 喷雾模型 湍流模型 亚格子模型 燃烧模型 热物性模型
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富氧火炬式电点火器出口火焰稳定性研究
4
作者 杨进慧 王希杰 +1 位作者 徐世洋 王晓丽 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第10期3368-3373,共6页
富氧火炬式电点火器在低压、宽工况及推进剂入口温度大幅变化等极限工况下存在燃气温度偏低、不均匀及出口流速过快等火焰不稳定性现象。基于此,采用试验仿真方法研究了富氧火炬式电点火器缩进、扩口、扩口凹腔3种火焰稳定结构对出口火... 富氧火炬式电点火器在低压、宽工况及推进剂入口温度大幅变化等极限工况下存在燃气温度偏低、不均匀及出口流速过快等火焰不稳定性现象。基于此,采用试验仿真方法研究了富氧火炬式电点火器缩进、扩口、扩口凹腔3种火焰稳定结构对出口火焰稳定性的影响。扩口凹腔结构将中心燃气向壁面引流,降低掺混区内流速延长燃气停留时间,并在凹腔结构内形成回流区促进补燃。极限工况下,相较于缩进结构,扩口凹腔结构火焰出口中心燃气温度下限由1 000 K提升至1 200 K,与设计工况温度差由高于100 K降至50 K以内,出口马赫数由1.4降至声速,有效提升了点火器的出口火焰稳定性。 展开更多
关键词 点火器 极限工况 火焰稳定 缩进 扩口 扩口凹腔
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基于故障融合降维的液体火箭发动机诊断方法
5
作者 张振臻 李艺烜 陈晖 《火箭推进》 北大核心 2025年第6期1-14,共14页
针对有限测量信息情况下液体火箭发动机的非流道故障检测、隔离与分析问题,提出一种基于故障融合降维的故障诊断方法。首先通过故障注入和分析确定了发动机的14种非流道潜在故障模式,然后基于部件位置和功能将14种潜在故障模式精简为12... 针对有限测量信息情况下液体火箭发动机的非流道故障检测、隔离与分析问题,提出一种基于故障融合降维的故障诊断方法。首先通过故障注入和分析确定了发动机的14种非流道潜在故障模式,然后基于部件位置和功能将14种潜在故障模式精简为12种,在此基础上,通过引入近似等价故障模式的概念识别和合并近似等价故障模式,将12种潜在故障模式合并为6类目标故障模式。在保证故障模式完整性的前提下,降低了性能参数数量,保证了增广状态空间模型的能观测性。最后,通过建立扩展卡尔曼滤波器实现了性能参数的观测和发动机的深层故障诊断。仿真数据校验结果表明,该方法可以通过故障融合降低性能参数量,实现对超过传感器数量潜在故障模式的故障诊断。通过对性能参数观测结果的分析,可以区分6类目标故障模式。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 KALMAN滤波 故障诊断 故障检测、隔离与分析 参数估计 可观测性
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多联卡箍等效动力学建模方法及试验验证
6
作者 张博泓 柳恺骋 +1 位作者 郑孟伟 刘玉 《振动与冲击》 北大核心 2025年第17期281-289,共9页
针对液体火箭发动机小直径管路系统中的多联卡箍,将其离散为多个一端共节点的广义空间弹簧单元,另一端分别连接至由Timoshenko梁单元建立的各管路上的节点。以多联卡箍静刚度试验结果为初值,通过基于特征振型的刚度参数修正方法对多联... 针对液体火箭发动机小直径管路系统中的多联卡箍,将其离散为多个一端共节点的广义空间弹簧单元,另一端分别连接至由Timoshenko梁单元建立的各管路上的节点。以多联卡箍静刚度试验结果为初值,通过基于特征振型的刚度参数修正方法对多联卡箍等效模型中广义空间弹簧单元的各向刚度参数进行修正,从而建立了典型多联卡箍的等效动力学模型。最后,通过模态试验测量了发动机中典型管系的模态频率,同时分别建立了管系等效动力学模型和实体动力学模型并进行了模态仿真。结果表明,在1000 Hz内,试验测量频率与等效模型计算频率的平均偏差为1.46%,大幅低于与实体模型间10.27%的平均偏差。结果验证了多联卡箍等效建模方法的有效性及所建立等效动力学模型的准确性。 展开更多
关键词 多联卡箍 等效模型 模型修正 小直径管路 空间弹簧
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Y形三通结构流场特性仿真分析及优化设计
7
作者 张靖宇 柳洋 +3 位作者 何昆 李雪飞 牛磊 董海平 《装备环境工程》 2025年第4期82-91,共10页
目的提升新一代重型运载火箭发动机点火可靠性。方法基于ANSYS Fluent流体仿真方法,对单火药点火器直管结构与双火药点火器Y形三通结构的气体流场特性展开对比研究。对2种经过优化的Y形三通结构开展流体仿真,对比不同优化设计对输出性... 目的提升新一代重型运载火箭发动机点火可靠性。方法基于ANSYS Fluent流体仿真方法,对单火药点火器直管结构与双火药点火器Y形三通结构的气体流场特性展开对比研究。对2种经过优化的Y形三通结构开展流体仿真,对比不同优化设计对输出性能的影响。结果2种结构的压力与温度均沿流动方向递减,速度则递增,且后端变化更为显著。双点火器Y形三通结构的出口压力达0.43 MPa,较单点火器直管结构(0.19 MPa)提升126.3%,速度与温度差异小于5%。此外,当单侧点火器故障时,Y形三通结构的出口压力降低15.8%,输出性能仍与单点火器直管结构相当。Y形连接处添加圆角可使出口压力提升14%,管径缩减至6 mm,则使压力提升102.3%。结论双火药点火器Y形三通结构具有冗余作用,对Y形三通结构的优化设计可以提高其点火能力,研究成果为液体火箭发动机点火结构设计提供了数据支撑。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 流场仿真 直管结构 Y形三通结构 结构优化
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基于模型的液氧煤油火箭发动机系统方案设计
8
作者 李舒欣 张晓军 +1 位作者 高玉闪 胡海峰 《宇航学报》 北大核心 2025年第9期1819-1826,共8页
为适应液体动力的高质量发展要求,在液氧煤油火箭发动机研制领域开展了一系列针对基于模型的系统工程(MBSE)方法的探索性应用。实践显示,增强模型可验证性与及早识别设计风险,是MBSE对发动机研制产生增益的关键,也是未来工作的重点方向... 为适应液体动力的高质量发展要求,在液氧煤油火箭发动机研制领域开展了一系列针对基于模型的系统工程(MBSE)方法的探索性应用。实践显示,增强模型可验证性与及早识别设计风险,是MBSE对发动机研制产生增益的关键,也是未来工作的重点方向。围绕可验证与可追溯这一主题,形成了一套针对液氧煤油发动机设计模型的组织与构建方法。该方法明确了研制活动在数字空间的工作流程与模型体系,设计了系统建模语言(Sys ML)模型框架下液氧煤油火箭发动机系统的建模方法,打通了基于Sys ML语言的发动机系统设计模型与需求、仿真验证、参数计算等工具间的数据交互,在建模实践中验证了该方法在保障设计过程充分验证、全流程追溯方面取得的效果。 展开更多
关键词 基于模型的系统工程(MBSE) 火箭发动机 液氧煤油发动机 系统建模语言(SysML)
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液体火箭发动机涡轮泵转子瞬态响应特性 被引量：1
9
作者 杜家磊 李铭 +1 位作者 姜绪强 李锦宽 《振动.测试与诊断》 北大核心 2025年第2期290-295,411,共7页
针对液体火箭发动机涡轮泵转子动态响应参数难以直接测得的问题,以实际涡轮泵转子为对象,开展转子瞬态响应仿真计算和实测振动数据提取分析。首先,采用有限元方法建立考虑支承结构参与振动的转子动特性计算模型,计算转子的稳态特性;其次... 针对液体火箭发动机涡轮泵转子动态响应参数难以直接测得的问题,以实际涡轮泵转子为对象,开展转子瞬态响应仿真计算和实测振动数据提取分析。首先,采用有限元方法建立考虑支承结构参与振动的转子动特性计算模型,计算转子的稳态特性;其次,以发动机试车实测的涡轮泵启动升速曲线为基础,计算转子的瞬态响应特性,并与从实测的振动加速度数据中提取的转子动特性进行对比分析。结果表明:转子瞬态响应峰值出现的位置相比稳态响应有一定滞后,启动加速度越大,滞后越明显;从涡轮泵壳体上的振动加速度测点提取的同步响应曲线在转子过临界转速时出现了峰值;仿真计算的瞬态响应峰值与实测的加速度峰值最大差异为6%。 展开更多
关键词 涡轮泵 转子动力学 临界转速 启动特性 瞬态响应
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全流量补燃循环试验发动机启动过程 被引量：10
10
作者 汪小卫 金平 +2 位作者 张国舟 俞南嘉 蔡国飙 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第4期407-411,共5页
分析了全流量补燃循环发动机系统启动过程难点,针对全流量补燃循环缩尺发动机热试车启动过程,分别就发动机中富燃/富氧预燃室的自身启动和相对启动过程进行了设计;采用管路-体积组合模块化方法,建立了发动机启动过程仿真模型,进行了仿... 分析了全流量补燃循环发动机系统启动过程难点,针对全流量补燃循环缩尺发动机热试车启动过程,分别就发动机中富燃/富氧预燃室的自身启动和相对启动过程进行了设计;采用管路-体积组合模块化方法,建立了发动机启动过程仿真模型,进行了仿真计算。按设计启动方案进行了多次热试车,试车结果表明发动机点火可靠,启动过程平稳,无烧蚀现象,且仿真结果很好地预示了热试车情况。 展开更多
关键词 液体推进剂火箭发动机 全流量补燃循环+ 起动试验 动态模型 仿真模型
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液体火箭发动机一种通用模块化仿真方法 被引量：19
11
作者 魏鹏飞 吴建军 +1 位作者 刘洪刚 陈启智 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第2期147-150,共4页
为了研制一种较为通用的液体火箭发动机工作过程的仿真软件, 依据模块化建模思想, 建立发动机各组件的Simulink仿真模块。根据发动机系统中各组件之间的参数信号传递关系, 连接各模块的相应输入输出端口即形成整个发动机系统的仿真模型... 为了研制一种较为通用的液体火箭发动机工作过程的仿真软件, 依据模块化建模思想, 建立发动机各组件的Simulink仿真模块。根据发动机系统中各组件之间的参数信号传递关系, 连接各模块的相应输入输出端口即形成整个发动机系统的仿真模型。对某型发动机的起动过程进行仿真计算, 结果表明这种模块化的建模仿真方法易操作, 较通用。 展开更多
关键词 液体推进剂火箭发动机 模块化设计 仿真模型 数值仿真
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液体火箭发动机系统瞬变过程模块化建模与仿真 被引量：30
12
作者 刘昆 张育林 程谋森 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第5期401-405,共5页
为对发动机研制过程中多种试验方案进行仿真预示和对发动机进行结构优化,研究了液体火箭发动机系统瞬变过程模块化建模与仿真方法。提出了流体管道系统的管道 体积模块化分解方法,将组成发动机系统的典型元部件划分为21个模块,并建立了... 为对发动机研制过程中多种试验方案进行仿真预示和对发动机进行结构优化,研究了液体火箭发动机系统瞬变过程模块化建模与仿真方法。提出了流体管道系统的管道 体积模块化分解方法,将组成发动机系统的典型元部件划分为21个模块,并建立了仿真数学模型。提出了一种描述模块元件及其连接关系的系统组态矩阵,以及模块的组合连接方法和组合系统的仿真计算方法。在此基础上,研制了分级燃烧循环液氧 液氢发动机系统瞬变过程的模块化建模与仿真软件(LRETMMSS),建立了某型号液氧 液氢补燃发动机的半系统试验的仿真计算模型,进行了仿真计算,计算结果与实验数据吻合。 展开更多
关键词 液体推进剂火箭发动机 模块化设计 数学模型 仿真
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多喷管液体火箭动力系统尾焰冲击特性研究 被引量：11
13
作者 乔野 聂万胜 +2 位作者 吴高杨 蔡红华 丰松江 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第3期498-503,共6页
为深入研究多喷管液体火箭动力系统尾焰冲击特性,以由多喷管液体火箭动力系统构成的发射平台为研究对象,采用三维N-S方程描述尾焰冲击流动过程,采用Realizable k-ε湍流模型封闭流动方程组,并运用压力的隐式算子分割(PISO)算法进行求解... 为深入研究多喷管液体火箭动力系统尾焰冲击特性,以由多喷管液体火箭动力系统构成的发射平台为研究对象,采用三维N-S方程描述尾焰冲击流动过程,采用Realizable k-ε湍流模型封闭流动方程组,并运用压力的隐式算子分割(PISO)算法进行求解,得到了火箭动力系统尾焰对不同导流面导流槽的冲击流场参数。结果表明:导流面上受冲击影响最大的是沿喷管轴线方向的正冲击区域,且助推器尾焰对导流面的冲击效应相比于芯级更加强烈。锥形导流面对多喷管动力系统尾焰具有很好的引射和导流作用,相比于楔形导流面更能降低尾焰的冲击影响,但会在流场中形成漩涡并卷吸高温燃气,可能对发射系统造成破坏,需要增加相应的热防护措施。 展开更多
关键词 多喷管 液体火箭发动机 尾焰 导流槽 冲击
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超声速型面可控喷管设计方法 被引量：12
14
作者 赵一龙 赵玉新 +1 位作者 王振国 易仕和 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第5期1-4,共4页
提出了基于B-Spline曲线和特征线方法的超声速型面可控喷管设计方法,通过设置喷管轴向马赫数分布可以灵活地调整喷管的型面形状。数值验证结果表明,该方法不仅可以设计出高品质的喷管出口流场,而且能够实现喷管型面的灵活调整,可以获得... 提出了基于B-Spline曲线和特征线方法的超声速型面可控喷管设计方法,通过设置喷管轴向马赫数分布可以灵活地调整喷管的型面形状。数值验证结果表明,该方法不仅可以设计出高品质的喷管出口流场,而且能够实现喷管型面的灵活调整,可以获得长度与最短长度喷管一致,但流场品质更优的喷管。 展开更多
关键词 超声速 喷管设计 B-Spline曲线 特征线方法
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基于动态云BP网络的液体火箭发动机故障诊断方法 被引量：10
15
作者 刘垠杰 黄强 +1 位作者 程玉强 吴建军 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第12期2842-2849,共8页
将云模型与BP(back propagation)神经网络以串联方式有机结合,首先利用云变换方法进行网络的结构辨识和云模型的特征提取,同时通过在输入层引入单位延时环节描述发动机工作过程动态特性,研究提出了基于动态云BP网络的液体火箭发动机故... 将云模型与BP(back propagation)神经网络以串联方式有机结合,首先利用云变换方法进行网络的结构辨识和云模型的特征提取,同时通过在输入层引入单位延时环节描述发动机工作过程动态特性,研究提出了基于动态云BP网络的液体火箭发动机故障诊断方法.结合实际试车数据的验证结果表明,该方法能够准确识别发动机已有的3种故障模式,通过在试车数据中添加0期望、0.2标准差的随机噪声的方法来模拟环境噪声和测试过程中产生的随机噪声,根据持续性原则,方法仍能够正确进行故障检测与分类.方法单步运行时长为1.124×10-4 s,完全能够满足实时性要求. 展开更多
关键词 液体火箭发动机 故障诊断 云模型 神经网络 故障模式
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液体火箭发动机典型承力结构动态拓扑优化设计 被引量：1
16
作者 朱兆基 樊勋 +3 位作者 董龙雷 王玉涛 冯秀志 王珺 《航天器环境工程》 2025年第2期152-158,共7页
为满足液体火箭发动机承力结构在振动和冲击复杂力学环境下的环境适应性和轻量化设计要求,文章提出一种包括静力学优化、动力学优化和随机振动优化的动态拓扑优化流程,并开展多工况多目标的拓扑优化设计。通过静力分析,将总柔度值作为... 为满足液体火箭发动机承力结构在振动和冲击复杂力学环境下的环境适应性和轻量化设计要求,文章提出一种包括静力学优化、动力学优化和随机振动优化的动态拓扑优化流程,并开展多工况多目标的拓扑优化设计。通过静力分析,将总柔度值作为约束施加于随机振动优化工况中;动力学优化聚焦于优化固有频率,避免低阶模态产生共振,进而提升结构的抗振性能。基于OptiStruct软件平台,结合参数灵敏度分析,确保优化设计在复杂载荷条件下的高效收敛和稳定性,并通过动态柔度、振动响应与体积约束的综合优化,提高火箭发动机在复杂服役环境中的性能表现。最后对某型液体火箭发动机的典型承力结构进行了改进,结果表明:在总体质量减小30%并满足复杂力学环境适应性的条件下,优化后的承力结构一阶固有模态频率和动态响应特性得到显著改善。该动态拓扑优化流程可为后续液体火箭发动机复杂结构优化设计提供参考。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 动态拓扑优化 固有频率 随机振动 环境适应性
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多排切向通道敞口型离心喷嘴的动态特性研究 被引量：10
17
作者 杨立军 富庆飞 +1 位作者 王永涛 张向阳 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第5期865-870,共6页
从理论上对具有多排切向通道的敞口型离心喷嘴的动态特性进行了分析,推导出具有多排切向通道的敞口型离心喷嘴动态特性的计算公式。选取了具有两排、三排切向通道的敞口型离心喷嘴和普通敞口型喷嘴为算例,分别计算了若干种不同切向通道... 从理论上对具有多排切向通道的敞口型离心喷嘴的动态特性进行了分析,推导出具有多排切向通道的敞口型离心喷嘴动态特性的计算公式。选取了具有两排、三排切向通道的敞口型离心喷嘴和普通敞口型喷嘴为算例,分别计算了若干种不同切向通道间距离的敞口型离心喷嘴和普通敞口型离心喷嘴的动态特性,算例计算结果表明,调整切向通道之间的轴向距离,可以使喷嘴滤除一定频率的扰动波。 展开更多
关键词 敞口型离心喷嘴 动态特性 滤波 理论分析
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尾部二次喷流抑制喷管分离流动的数值研究 被引量：7
18
作者 李波 王一白 +1 位作者 杨立军 程诚 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第11期2615-2620,共6页
以某液体火箭喷管缩比模型为研究对象,分析了相应的流场形态和二次流喷嘴喷射角度、面积比及其工质总温等参数对喷管分离流动抑制效果的影响.结果表明:当采用二次流喷嘴时,喷管达到满流所需的入口总压下降了37.8%,随着喷嘴喷射角度由0&#... 以某液体火箭喷管缩比模型为研究对象,分析了相应的流场形态和二次流喷嘴喷射角度、面积比及其工质总温等参数对喷管分离流动抑制效果的影响.结果表明:当采用二次流喷嘴时,喷管达到满流所需的入口总压下降了37.8%,随着喷嘴喷射角度由0°增至25°,喷管流动分离点位置向喉部推进约0.01m,抑制效果明显变差,而随着喷嘴工质总温由300K升至1 500K,喷管流动分离点位置向出口推进约0.005m,抑制效果略有增强,喷嘴面积比在保证其不出现分离流动时对抑制效果没有影响,否则会使抑制效果变差. 展开更多
关键词 液体火箭发动机 喷管 分离流动 抑制分离流动 数值模拟
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航天器推进系统水击及其抑制方法 被引量：7
19
作者 晏政 彭小辉 +1 位作者 程玉强 吴建军 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第9期2028-2034,共7页
针对航天器推进系统充填和关机过程水击这一动力学问题,基于已建立的航天器推进系统仿真模型,开展了某型推进系统的仿真研究,并重点分析了节流孔、弯管对推进剂供应管路水击的抑制作用.研究结果表明:①在推进系统充填和关机过程中,其不... 针对航天器推进系统充填和关机过程水击这一动力学问题,基于已建立的航天器推进系统仿真模型,开展了某型推进系统的仿真研究,并重点分析了节流孔、弯管对推进剂供应管路水击的抑制作用.研究结果表明:①在推进系统充填和关机过程中,其不同位置均出现了明显的水击现象,充填过程水击频率较低,而关机过程水击频率较高,关机过程的水击峰值压力显著高于充填过程;②节流孔可显著削弱充填过程中的压力和流量振荡,关机过程的水击需要由较小的节流孔才能有效抑制;③弯管可明显削弱充填过程中的压力和流量振荡,对流量振荡的抑制效果尤为显著,但弯管对关机过程水击的抑制效果不明显. 展开更多
关键词 航天器推进系统 系统动力学 动态特性 数值仿真 水击 水击抑制
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液体火箭发动机再生冷却槽寿命预估 被引量：8
20
作者 杨进慧 陈涛 +1 位作者 金平 蔡国飙 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第4期907-912,共6页
基于有限元热结构耦合计算结果分析了液体火箭发动机再生冷却槽的失效形式,并分别采用Porowski模型及其蠕变修正模型对冷却槽进行寿命预估.结果表明冷却槽寿命主要取决于塑性拉伸不稳定失效;蠕变对寿命有一定影响,是寿命预估不可或缺的... 基于有限元热结构耦合计算结果分析了液体火箭发动机再生冷却槽的失效形式,并分别采用Porowski模型及其蠕变修正模型对冷却槽进行寿命预估.结果表明冷却槽寿命主要取决于塑性拉伸不稳定失效;蠕变对寿命有一定影响,是寿命预估不可或缺的一部分;减小外壳与内壁的温差幅值、增大每个冷却槽的肋宽比或增加冷却槽数目可以延长寿命.该寿命预估方法可用于指导可重复使用液体火箭发动机再生冷却槽设计. 展开更多
关键词 可重复使用 冷却槽 塑性拉伸不稳定 低周疲劳 蠕变 寿命
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