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130吨级重复使用液氧煤油发动机维护维修技术分析
1
作者 杨永强 何江 +2 位作者 吕发正 张闯 曹文 《载人航天》 北大核心 2025年第1期104-110,共7页
针对液体火箭发动机重复使用需求,对130吨级液氧煤油发动机进行了技术提升,使其初步具备重复使用能力,并通过了多次地面重复试车考核。通过分析重复使用液氧煤油发动机的技术特点和使用要求,建立了重复使用液氧煤油发动机维护维修技术流... 针对液体火箭发动机重复使用需求,对130吨级液氧煤油发动机进行了技术提升,使其初步具备重复使用能力,并通过了多次地面重复试车考核。通过分析重复使用液氧煤油发动机的技术特点和使用要求,建立了重复使用液氧煤油发动机维护维修技术流程,制定了重复使用发动机维护维修方案。通过对比发动机装箭状态和地面单机状态差异性,分析了重复使用液氧煤油发动机返回后处理与检查、维修可达性与经济性、状态检测与评估、寿命评估与延寿、维修技术研究和维护维修体系建设等关键技术研制现状,提出了进一步研究方向,可为重复使用液氧煤油发动机研制和维护维修技术验证提供技术支撑。 展开更多
关键词 液氧煤油发动机 重复使用 维护维修 技术分析
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缩比液体火箭发动机试车台超声速射流噪声试验研究
2
作者 程奥 杨丹奇 +3 位作者 孔凡超 张家仙 金平 蔡国飙 《载人航天》 北大核心 2025年第1期25-33,共9页
为研究液体火箭发动机发射时产生的噪声分布特性,以某液体火箭发动机为原型设计了缩比发动机及配套试验系统,研究发动机室压、喷管扩张比、安装高度及倾斜度对液体火箭发动机喷管产生的超声速射流噪声特性影响。试验结果表明:发动机室... 为研究液体火箭发动机发射时产生的噪声分布特性,以某液体火箭发动机为原型设计了缩比发动机及配套试验系统,研究发动机室压、喷管扩张比、安装高度及倾斜度对液体火箭发动机喷管产生的超声速射流噪声特性影响。试验结果表明:发动机室压越大,噪声声压级越大,但对噪声指向性与噪声峰值频率影响不大;喷管扩张比对噪声声压级和指向性影响不大,但增大扩张比促使噪声峰值频率减小;安装高度与倾斜角对噪声声压级大小影响不大,但降低安装高度、倾斜喷管会导致噪声指向性偏转,以及噪声峰值频率的移动。试验获得了缩比液体火箭发动机喷管超声速射流噪声变化规律,结合缩比准则可以获得真实液体火箭发动机发射时产生的噪声频谱特性。研究可为液体火箭发动机地面试车或发射阶段噪声控制技术提供支持。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 超声速射流噪声 发动机室压 喷管扩张比 安装条件
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预冷式超声速引射器启动和负载特性
3
作者 梁涛 徐万武 +3 位作者 李智严 张赛强 李刚 张冬冬 《航空学报》 北大核心 2025年第2期188-205,共18页
超声速引射器在航空航天领域具有广泛应用,一般用于抽吸被动流和产生低压环境。为提升超声速引射器性能,设计了一种新型预冷式超声速引射器。该引射器采用支板结构的双喷管,并引入预冷器来预冷温度超过1100 K的被动流。基于试验和数值... 超声速引射器在航空航天领域具有广泛应用,一般用于抽吸被动流和产生低压环境。为提升超声速引射器性能,设计了一种新型预冷式超声速引射器。该引射器采用支板结构的双喷管,并引入预冷器来预冷温度超过1100 K的被动流。基于试验和数值模拟相结合的方法,对预冷式超声速引射器的启动特性、负载特性以及预冷被动流对其性能的影响进行了分析。研究结果表明,当主动流总压超过3.0 MPa时,预冷式超声速引射器能够完全启动,盲腔压力稳定在3.46 kPa。而当引射器处于临界启动状态时,引射流道未达到超声速满流,激波串会影响盲腔压力。在完全启动状态下,两股射流自喷管加速流出后会相互撞击,喷管出口附近的静压呈现先上升再下降的趋势。而当引射器处于负载状态时,喷管出口附近的静压呈现先下降再上升的趋势。同时,无论是启动还是负载状态,引射流道均存在激波的交汇和反射,形成菱形激波区域,但随着被动流流量的增加和温度的提升,这些菱形区域逐渐消失。在低引射系数条件下,预冷被动流有效提升主被动流的混合效率,但在高引射系数下该优势不再凸显。此外,预冷被动流能有效提升引射器的增压比,提升幅度超过33.3%。 展开更多
关键词 超声速引射器 预冷器 启动特性 负载特性 激波
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基于AGABP神经网络的运载火箭推力偏移损失故障在线诊断
4
作者 陈海鹏 符文星 闫杰 《航空学报》 北大核心 2025年第8期239-251,共13页
针对运载火箭动力系统的推力偏移损失故障,提出基于自适应遗传算法反向传播(AGABP)神经网络的推力故障在线检测和诊断方法,仅依据箭载传感器测量得到的火箭运动信息,实现对推力损失故障的低延迟、高精度在线检测和诊断。首先根据我国运... 针对运载火箭动力系统的推力偏移损失故障,提出基于自适应遗传算法反向传播(AGABP)神经网络的推力故障在线检测和诊断方法,仅依据箭载传感器测量得到的火箭运动信息,实现对推力损失故障的低延迟、高精度在线检测和诊断。首先根据我国运载火箭数据及推力故障类型进行六自由度建模,并将过载和视加速度等对故障敏感的历史状态信息作为输入进行网络训练;其次通过自适应遗传算法调整BP神经网络中初始权重,从而得到优化后的网络参数;最后对得到的运载火箭推力偏移损失故障在线诊断模型进行六自由度在线仿真验证。数值仿真结果表明,与传统BP网络相比,基于AGABP的方法收敛速度快,迭代次数少,故障定位准确率为96.51%,故障定位延迟在0.1~2 s之间,94.19%的样本预测推力下降程度与实际推力下降程度之差在20%范围内。 展开更多
关键词 运载火箭 动力系统故障 故障检测与诊断 自适应遗传算法 神经网络
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数智时代的液体火箭发动机结构失效与寿命评定:机遇与挑战
5
作者 霍世慧 刘钰 +3 位作者 范永升 谢彬 王振 张凭 《火箭推进》 北大核心 2025年第3期227-246,共20页
数智技术正在加速各领域的巨变与重塑,液体火箭发动机也迎来了前所未有的发展机遇。初步探讨了数智时代背景下液体火箭发动机结构失效与寿命评定的机遇与挑战,在梳理结构失效问题与共性研究的基础上,评述了机器学习方法在材料性能/寿命... 数智技术正在加速各领域的巨变与重塑,液体火箭发动机也迎来了前所未有的发展机遇。初步探讨了数智时代背景下液体火箭发动机结构失效与寿命评定的机遇与挑战,在梳理结构失效问题与共性研究的基础上,评述了机器学习方法在材料性能/寿命预测与设计、复杂载荷下材料本构建模和多场约束下复杂结构优化领域的研究思路和创新方法,展望了液体火箭发动机和机器学习的深度融合中值得重点关注的几个研究方向,并构想了液体火箭发动机全生命周期的数智化闭环评估体系,为下一代高可靠性、可重复使用、高性能液体火箭发动机的研制提供持续的技术驱动力。 展开更多
关键词 数智力学 液体火箭发动机 结构失效 寿命评定 本构模型 机器学习
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自燃推进剂模型发动机纵向燃烧不稳定试验
6
作者 楚威 姜传金 +4 位作者 任永杰 仝毅恒 徐伯起 郭康康 聂万胜 《航空动力学报》 北大核心 2025年第5期429-438,共10页
基于自燃推进剂液/液双旋流喷嘴,设计多喷嘴模型火箭发动机,通过试验研究了氧燃比、缩进长度对自燃推进剂模型火箭发动机高频纵向燃烧不稳定的影响。结果表明:在0.4 mm缩进时,2阶纵向模态会出现“分频”现象,而该现象在更大缩进长度时... 基于自燃推进剂液/液双旋流喷嘴,设计多喷嘴模型火箭发动机,通过试验研究了氧燃比、缩进长度对自燃推进剂模型火箭发动机高频纵向燃烧不稳定的影响。结果表明:在0.4 mm缩进时,2阶纵向模态会出现“分频”现象,而该现象在更大缩进长度时不会发生,推测该现象与液/液双旋流喷嘴内、外锥形液膜间撞击波动导致的释热波动有关。随着缩进长度的增大,模型发动机纵向燃烧不稳定减弱,这与燃烧释热区域向缩进室内移动,导致其抵抗燃烧室压力扰动能力增强有关。在设计流量下,增大氧燃比使得模型发动机纵向燃烧不稳定减弱,但仍有从1阶纵向模态主导向2阶纵向模态主导过渡的趋势,即2阶纵向模态振荡幅值超过1阶纵向模态振荡幅值;在推进剂总流量偏离设计流量-14%的工况下,增大氧燃比使得2阶纵向模态显著增强,1阶纵向模态会显著减弱。 展开更多
关键词 自燃推进剂 氧燃比 缩进长度 高频纵向燃烧不稳定 液/液双旋流喷嘴
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氧燃比对自燃推进剂模型火箭发动机燃烧稳定性的影响
7
作者 任永杰 徐伯起 +3 位作者 楚威 郭康康 仝毅恒 聂万胜 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第9期3030-3038,共9页
为研究氧燃比(O/F)对自燃推进剂模型火箭发动机燃烧稳定性的影响,在液/液双旋流矩形模型发动机中开展不同氧燃比条件下的试验,采用高频压力传感器和光电倍增管(PMT)同步捕捉了燃烧室压力振荡和CH*表征的释热脉动,获得了氧燃比对燃烧稳... 为研究氧燃比(O/F)对自燃推进剂模型火箭发动机燃烧稳定性的影响,在液/液双旋流矩形模型发动机中开展不同氧燃比条件下的试验,采用高频压力传感器和光电倍增管(PMT)同步捕捉了燃烧室压力振荡和CH*表征的释热脉动,获得了氧燃比对燃烧稳定性的影响规律。结果表明:点火后燃料集液腔出现了41Hz的低频脉动,并在关机过程中诱发了燃烧室同步低频振荡。氧燃比从0.933~1.789增长的过程中,燃烧室经历了稳定、轻微不稳定、一阶横向不稳定和二阶横向不稳定的转换过程,在二阶模态下压力振荡幅值仅为平均室压的4.69%。结合光电倍增管信号,发现燃烧不稳定越剧烈压力和释热信号的耦合就越明显。基于试验的瑞利指数分析表明:一阶横向模态下燃烧不稳定的驱动源主要位于燃烧室两侧,燃烧室中间则呈抑制特性;燃烧不稳定的产生可能和推进剂与燃烧室壁面的相互作用有关。 展开更多
关键词 自燃推进剂 氧燃比 高频燃烧不稳定 液/液双旋流 瑞利准则
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电磁阀高温环境下双组元150N姿控发动机脉冲工作特性
8
作者 陈锐达 刘淑群 +3 位作者 刘昌国 陈剑 赵京 洪鑫 《火箭推进》 北大核心 2025年第4期84-91,99,共9页
为了考察电磁阀高温环境下空间液体火箭发动机的工作特性,搭建了高温试验系统,开展了双组元150 N姿控发动机高空模拟热试车,通过包覆热控组件和安装比例积分微分控制装置实现了对电磁阀壳体的加热和保温,研究了常温、80℃和95℃保温24 h... 为了考察电磁阀高温环境下空间液体火箭发动机的工作特性,搭建了高温试验系统,开展了双组元150 N姿控发动机高空模拟热试车,通过包覆热控组件和安装比例积分微分控制装置实现了对电磁阀壳体的加热和保温,研究了常温、80℃和95℃保温24 h、135℃保温1 h对发动机脉冲工作特性的影响。试验结果表明:电磁阀处于80~135℃保温温度时,发动机具备脉冲点火工作能力,工作初期的推力冲量和推力峰值均明显低于常温条件,并且推力持续发生振荡;在80℃保温条件下,发动机工作初期的推力冲量变化趋势与常温下基本一致;95℃与135℃保温条件下的推力冲量量级相当。在低于四氧化二氮沸点温度的高温环境下,密度降低不是导致工作初期推力冲量降低的唯一影响因素;在高于四氧化二氮沸点温度的高温环境下,推力冲量大幅降低主要还是受四氧化二氮气化的影响。 展开更多
关键词 空间液体火箭发动机 高温环境 脉冲推力冲量 四氧化二氮 气化
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伴随自点火的抬举射流火焰结构及稳定特性
9
作者 李文龙 郭维 +1 位作者 吕帆 白金鹏 《火箭推进》 北大核心 2025年第4期15-25,共11页
为研究气喷嘴射流火焰的典型结构、传播及稳定特征,采用基于小火焰生成流型的湍流燃烧模拟方法,获得了部分预混和自点火系统中的典型边缘火焰结构,基于边缘火焰结构及传播理论分析了甲烷射流火焰的抬举现象,分析了伴随自点火的抬举射流... 为研究气喷嘴射流火焰的典型结构、传播及稳定特征,采用基于小火焰生成流型的湍流燃烧模拟方法,获得了部分预混和自点火系统中的典型边缘火焰结构,基于边缘火焰结构及传播理论分析了甲烷射流火焰的抬举现象,分析了伴随自点火的抬举射流火焰的稳定机制。分析结果表明:多维小火焰生成流型方法能简单高效地预测火焰抬举、局部熄火及再燃现象;甲烷射流部分预混边缘火焰可呈现出前行三岔火焰形态,Cabra火焰自点火前锋的过渡状态是一种单侧存在三岔火焰的多分支结构,前缘点与三岔点并不重合;火焰凸缘进入反应物会引起流线发散和火焰前方的流动减速,火焰基底稳定点和整个边缘结构需同时满足运动学平衡准则,自点火情况下多分支结构的稳定由化学动力学因素和运动学平衡共同控制,反映了自点火与预混火焰传播之间共存并耦合的关系。 展开更多
关键词 抬举射流火焰 边缘火焰 火焰稳定 小火焰生成流型
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基于双目视觉和圆形标记点的发动机位移精确测试技术 被引量：3
10
作者 高玉闪 闫松 张志伟 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第11期158-167,共10页
为了精确测量发动机静力试验和摇摆试验中结构的三维变形,提出一种基于双目视觉和圆形标记点的高精度位移测量方法,通过在发动机结构表面粘贴反光圆形标记点,并拍摄结构变形过程中的图像序列来识别位移。首先,使用Sobel边缘检测算法提... 为了精确测量发动机静力试验和摇摆试验中结构的三维变形,提出一种基于双目视觉和圆形标记点的高精度位移测量方法,通过在发动机结构表面粘贴反光圆形标记点,并拍摄结构变形过程中的图像序列来识别位移。首先,使用Sobel边缘检测算法提取每个圆形标记点的像素级边缘信息;然后,通过基于插值的亚像素边缘检测方法获取亚像素级边缘点,以更准确地确定标记点的位置;最后,利用椭圆最小二乘法对标记点的边缘轮廓进行拟合,从而实现对标记点的精确定位。为了评估该方法的性能,对隔振云台上的静止标记点进行了位移测量。当相机距离标记点0.6 m时,面内2个方向的位移测量标准差分别为0.36μm和0.32μm,离面位移的测量标准差为0.58μm。此外,通过使用位移台提供的标准位移,进一步验证了该算法在处理与相机平面夹角达60°斜面和?12 mm细管路等结构位移测量时的适用性。将该视觉测量系统应用于某发动机机架的静力试验,取得了令人满意的结果。试验表明,该算法能够实时跟踪29个圆形标记点的位移,并且与电感式位移传感器测试结果的最大误差仅为5.6%。与传统的接触式位移测试方法相比,视觉测试方法具有布置迅速、成本低、测量精度高以及增加测量数量不会显著增加工作量等诸多优点,这使其成为一种替代传统位移测试的可靠且有效的方法。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 双目视觉 圆形标记点 亚像素 位移
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基于无迹卡尔曼滤波的液体火箭发动机故障诊断 被引量：2
11
作者 许亮 芦弘炜 +1 位作者 王闻浩 薛薇 《载人航天》 CSCD 北大核心 2024年第4期516-525,共10页
针对火箭发动机故障数据难以获取的问题,设计了一种基于无迹卡尔曼滤波(UKF)的液体火箭发动机故障诊断算法。采用MATLAB/Simulink平台搭建了液体火箭发动机故障仿真模型,实现发动机正常运行仿真和预燃室氧阀门故障、氧主泵汽蚀、氢主涡... 针对火箭发动机故障数据难以获取的问题,设计了一种基于无迹卡尔曼滤波(UKF)的液体火箭发动机故障诊断算法。采用MATLAB/Simulink平台搭建了液体火箭发动机故障仿真模型,实现发动机正常运行仿真和预燃室氧阀门故障、氧主泵汽蚀、氢主涡轮叶片脱落3种故障仿真。将正常运行仿真值与设计值、试车值进行了对比。结果表明:模型参数与设计值最大误差不超过5%,仿真精度较高;仿真参数变化趋势与试车值基本一致,且稳态值误差较小。使用UKF算法求取发动机正常运行阈值范围,并对故障序列进行滤波处理,若故障数据连续3次超出阈值区间,且在0.1 s内有至少2个涡轮泵发出报警,则判定故障发生,故障发生时间为第2个涡轮泵报警时间。使用设计算法对3种故障序列进行诊断,判定故障发生时间分别为20.08 s、20.05 s、20.18 s。相比于传统红线阈值算法,文中所设计算法响应更为及时,且误报率较低。 展开更多
关键词 故障诊断 液体火箭发动机 无迹卡尔曼滤波 故障仿真 红线阈值算法
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一体化姿控火箭发动机小推力测量方法
12
作者 赵阳 寇鑫 +7 位作者 张诚 李大海 李广会 单王珍 张中柱 乔智霞 韩香广 赵立波 《火箭推进》 北大核心 2024年第6期69-77,共9页
在液体姿控火箭发动机的小推力测量过程中,由于高频交变载荷的影响,推进剂供应管路的振动及其约束会对推力测量的准确性产生较大影响,而传统的黏结式应变片灵敏度低,在测量过程中会产生蠕变,导致测量结果不准确。针对这一问题,提出了一... 在液体姿控火箭发动机的小推力测量过程中,由于高频交变载荷的影响,推进剂供应管路的振动及其约束会对推力测量的准确性产生较大影响,而传统的黏结式应变片灵敏度低,在测量过程中会产生蠕变,导致测量结果不准确。针对这一问题,提出了一种新型的推力测试方法,该方法采用轮辐式一体化火箭推力测量结构,将管路与敏感梁集成在推力测量结构上,极大地减少了管路振动引起的测量误差。通过玻璃微熔技术在不锈钢基底上制备应变单元,实现推力的高精度测量。传感器测试结果表明该装置非线性性能为±0.45%FS,重复性性能为±0.16%FS,迟滞性能为±0.40%FS,基本测量误差达到±0.62%FS,满足小推力发动机的实际测试需求,为有约束条件下的小推力测量以及宽温区推力测量等提供了一种新的方法和途径。 展开更多
关键词 姿控发动机 小推力测量 玻璃微熔 结构一体化 集成式
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一种新型管路脉动压力激励装置及系统的研制
13
作者 宫武旗 陈俊丽 +3 位作者 陈晖 苏勇 马冬英 何闯 《火箭推进》 北大核心 2024年第6期90-97,共8页
为试验研究火箭发动机液流部件或系统在脉动流态中的动态响应特性及可靠性问题,迫切需要一种装置来产生频率与幅值可控的脉动流。研制了一种新型脉动压力激励装置及系统,它由激励装置本体、磁力传动和控制系统等构成。激励系统设计了一... 为试验研究火箭发动机液流部件或系统在脉动流态中的动态响应特性及可靠性问题,迫切需要一种装置来产生频率与幅值可控的脉动流。研制了一种新型脉动压力激励装置及系统,它由激励装置本体、磁力传动和控制系统等构成。激励系统设计了一种内置式旋转轮机构,转动时周期性通断管路,由此实现在管路中激励产生脉动压力;采用电磁感应传动装置实现无泄漏传递扭矩动力;自动控制转轮转速变化,实现脉动压力的频率变化控制。试验结果表明,激励装置系统在18 MPa的管路中,能产生频率为0~250 Hz的脉动压力激励,压力时域幅值超过7 MPa,分频幅值超过6.6 MPa。激励装置系统可通过调节流量、改变孔板孔径来调节脉动压力幅值,可通过改变转速来实现脉动压力的定频或扫频。所研制的激励装置系统运行时实现零泄漏,适用于高压、低温、有毒或易燃等介质环境,能有效解决某些特殊条件下管路脉动压力激励的实现问题。 展开更多
关键词 高压管路 激励装置 脉动流激励 定频激励 扫频激励 零泄漏
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以喷管为核心的多层次混合式实践教学探索 被引量：3
14
作者 车碧轩 李清廉 +1 位作者 李小康 张宇 《实验室研究与探索》 CAS 北大核心 2024年第9期196-200,共5页
为充分适应空天融合背景下航空航天专业新工科建设及飞行器动力工程专业“两类”人才培养需求,以空天动力装置核心部件喷管为切入点,在“喷气推进原理”课程中开展多层次、混合式实践教学改革探索。自主构建了由“喷管推力产生原理”基... 为充分适应空天融合背景下航空航天专业新工科建设及飞行器动力工程专业“两类”人才培养需求,以空天动力装置核心部件喷管为切入点,在“喷气推进原理”课程中开展多层次、混合式实践教学改革探索。自主构建了由“喷管推力产生原理”基础认知实验、“喷管工况调节与观测”综合训练实验、“喷管流动过程”虚拟仿真实验、“大作业+大创+竞赛+毕设”创新实践构成的四层次实践教学体系,逐层实现了“熟悉喷管性能指标、了解喷管测试手段、理解喷管工作原理、掌握喷管设计方法”四阶段教学目标。学生对喷管原理的认知得到有效强化,对各类动力装置异同的理解更加深刻。 展开更多
关键词 喷气推进原理 喷管 实践教学 虚拟仿真 混合式教学
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背压对气液针栓单元喷雾分布特性的影响 被引量：2
15
作者 李子光 成鹏 +2 位作者 李清廉 白晓 曹鹏进 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期63-76,共14页
通过实验研究了径向孔型气液针栓单元在不同背压环境下的喷雾分布特性。搭建了可以提供0.1~6.0 MPa范围内的稳定背压并且具有多个光学测量窗口的常流式雾化实验系统,采用过滤水和干燥空气代替液氧和气甲烷进行了雾化实验。实验背压范围... 通过实验研究了径向孔型气液针栓单元在不同背压环境下的喷雾分布特性。搭建了可以提供0.1~6.0 MPa范围内的稳定背压并且具有多个光学测量窗口的常流式雾化实验系统,采用过滤水和干燥空气代替液氧和气甲烷进行了雾化实验。实验背压范围为0.1~1.5 MPa。采用背景光成像技术获得了气液针栓单元的喷雾图像,通过图像处理研究了喷雾形态及其空间分布。结果表明:气液针栓单元在背压环境中形成的喷雾扇内部充实,液雾浓密;喷雾边界具有明显的“折转”特征。根据喷雾的浓密分布将喷雾场分为3个区域:喷雾核心区、喷雾边界区和稀疏喷雾区。背压与局部动量比对喷雾径向空间分布范围的影响相反,背压越小、局部动量比越大,喷雾半锥角越大,喷雾迎风面边界轮廓线包络范围越大。此外,相比喷雾半锥角,喷雾迎风面边界轮廓线可以较好地说明喷嘴近场喷雾空间分布范围变化。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 气液针栓单元 背压 喷雾形态 喷雾分布特性
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重复使用火箭发动机推力室疲劳寿命研究进展 被引量：3
16
作者 张凭 李斌 +2 位作者 高玉闪 霍世慧 王振 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第1期12-27,I0002,共17页
再生冷却推力室内壁的热-机械疲劳失效严重影响重复使用液体火箭发动机的可靠性和使用寿命,疲劳分析在内壁损伤机理研究、寿命预测和结构优化设计中具有重要作用。简要回顾了推力室再生冷却结构热-机械疲劳分析方法的发展历程,重点围绕... 再生冷却推力室内壁的热-机械疲劳失效严重影响重复使用液体火箭发动机的可靠性和使用寿命,疲劳分析在内壁损伤机理研究、寿命预测和结构优化设计中具有重要作用。简要回顾了推力室再生冷却结构热-机械疲劳分析方法的发展历程,重点围绕材料本构关系、热-力响应计算和疲劳寿命模型,对比梳理已有方法,讨论其特点及应用。基于研究进展与工程需求,从全服役周期瞬态载荷环境、材料本构关系、热-机械损伤模型及验证、基体与涂/镀层耦合失效分析和基于有限数据的工程方法等方面给出了进一步研究的方向和建议。 展开更多
关键词 重复使用 液体火箭发动机 再生冷却推力室 热-机械失效 疲劳寿命预测
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多次启动燃烧室燃油主动冷却模拟试验 被引量：2
17
作者 胡锦华 张忠利 +1 位作者 邱成旭 周伟星 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第1期127-134,共8页
高超声速飞行器在不同马赫数、不同高度间跳跃飞行时,燃烧室在不同工况下间歇工作,热载荷发生交替变化,为保证燃烧室结构正常工作,采用燃油主动冷却对燃烧室进行热防护。为了验证燃烧室在燃油主动冷却时是否结焦积碳进而影响其正常工作... 高超声速飞行器在不同马赫数、不同高度间跳跃飞行时,燃烧室在不同工况下间歇工作,热载荷发生交替变化,为保证燃烧室结构正常工作,采用燃油主动冷却对燃烧室进行热防护。为了验证燃烧室在燃油主动冷却时是否结焦积碳进而影响其正常工作,设计了多次启动燃烧室燃油主动冷却模拟试验装置,该装置采用电加热的方法模拟高温来流产生的交变热载荷,对主动冷却燃烧室模拟试验件进行了热壁冷油、热壁热油和燃油不流动状态试验考核。结果表明:主动冷却燃烧室热结构通过3次以上的热壁冷油、热壁热油循环试验后,试件未发生损坏;随循环次数增加,试件流阻增加较小,热壁热油工况的压差增加高于热壁冷油工况;对试验件进行剖切检查,发现冷却槽内积碳不明显,积碳主要出现在燃油出口的燃料集液腔内。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 多次启动 燃烧室 主动冷却
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气氧/甲烷液体火箭发动机纵向不稳定燃烧机理研究 被引量：4
18
作者 聂万胜 郭康康 +3 位作者 陈朋 钟战 刘瑜 苏凌宇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第7期102-112,共11页
为研究同轴剪切喷嘴液体火箭发动机的高频不稳定燃烧诱发机理,针对单喷嘴气氧/甲烷缩尺火箭发动机开展了热试车试验和基于URANS/LES的高保真数值模拟。热试车试验得到了可重复的一阶纵向高频不稳定燃烧,数值模拟再现了试验中的不稳定燃... 为研究同轴剪切喷嘴液体火箭发动机的高频不稳定燃烧诱发机理,针对单喷嘴气氧/甲烷缩尺火箭发动机开展了热试车试验和基于URANS/LES的高保真数值模拟。热试车试验得到了可重复的一阶纵向高频不稳定燃烧,数值模拟再现了试验中的不稳定燃烧,数值结果与试验结果符合良好。数值结果表明:燃烧室突扩面处的周期性涡脱落是引发、维持不稳定燃烧的激励源。整个热声振荡过程中,压力与释热率保持同步振荡,不断有能量从燃烧过程进入声场以维持纵向热声振荡,形成“燃烧-声学-流动”的能量反馈回路。周期性涡脱落本质上起到了释热相位延迟的作用,成为“燃烧-声学-流动”能量反馈回路的驱动源。 展开更多
关键词 缩尺液体火箭发动机 纵向不稳定燃烧 热试车试验 数值模拟 涡脱落
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基于可调文氏管的液氧流量闭环控制特性研究
19
作者 陈兰伟 宫绍天 +2 位作者 蒋卓航 李清廉 成鹏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第9期228-240,共13页
针对液氧供应系统流量精准控制困难的问题,开发了一套流量闭环控制系统并应用于液氧供应系统中。为实现系统按预设目标流量进行输出,进行了四类试验:无控制试验、流量闭环控制试验、PID参数影响试验与流量阶跃调节试验,研究了贮箱压力... 针对液氧供应系统流量精准控制困难的问题,开发了一套流量闭环控制系统并应用于液氧供应系统中。为实现系统按预设目标流量进行输出,进行了四类试验:无控制试验、流量闭环控制试验、PID参数影响试验与流量阶跃调节试验,研究了贮箱压力、液氧温度、针锥位置、调节范围与PID参数等因素对液氧流量闭环控制特性的影响。结果表明,通过反馈实时测得的液氧质量流量,流量闭环控制系统控制可调文氏管节流面积变化,实现了液氧流量±1%的精准控制,解决了由于系统压力波动及液氧温度变化等原因导致的液氧流量供应不稳定的问题,并实现了液氧在5∶1流量变比内的精准阶跃调节。 展开更多
关键词 液氧供应系统 可调文氏管 变流量 流量闭环控制 流量调节
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动量比对单排槽针栓喷注器雾化特性的影响 被引量：3
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作者 张波涛 唐亮 +2 位作者 杨宝娥 杨岸龙 李平 《科学技术与工程》 北大核心 2024年第3期1275-1282,共8页
为了获得单排槽气液针栓喷注器的破碎过程和雾化特性,通过试验和数值仿真方法研究了不同动量比下的破碎变形过程、雾场浓度和粒径分布。结果表明,径向液束在轴向气膜的剪切作用下发生变形和破碎,穿透深度和破碎长度均随着动量比的提高... 为了获得单排槽气液针栓喷注器的破碎过程和雾化特性,通过试验和数值仿真方法研究了不同动量比下的破碎变形过程、雾场浓度和粒径分布。结果表明,径向液束在轴向气膜的剪切作用下发生变形和破碎,穿透深度和破碎长度均随着动量比的提高而增大;雾场中心的浓度随动量比提高而降低,使得雾场中心接近空心;随着局部动量比的提高,液滴粒径的最大值逐渐增大,液滴粒径的最小值逐渐减小,液滴的粒径范围逐渐拓宽;雾场液体浓度和粒径沿周向分布有相邻喷注单元之间明显的分区特征。 展开更多
关键词 气液针栓喷注器 单排槽 动量比 雾化特性
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