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液体火箭注气式蓄压器流动阻尼理论模型
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作者 史童 何允钦 +2 位作者 梁国柱 潘辉 朱平平 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2026年第1期214-222,共9页
运载火箭纵向振动稳定性分析过程中需要进行增压输送系统的管道动力学分析。蓄压器流动阻尼计算方法直接影响输送系统动力学分析的准确性。目前,常用方法忽略了推进剂供应主管内流体流动的影响,采用孔板流动模型分析蓄压器流动阻尼,但... 运载火箭纵向振动稳定性分析过程中需要进行增压输送系统的管道动力学分析。蓄压器流动阻尼计算方法直接影响输送系统动力学分析的准确性。目前,常用方法忽略了推进剂供应主管内流体流动的影响,采用孔板流动模型分析蓄压器流动阻尼,但存在较大偏差。基于此,引入连通孔流动模型,推导考虑推进剂供应主管内流体垂直流动影响的蓄压器非线性阻尼理论计算式;针对某蓄压器通过稳态数值仿真进行验证。结果表明:所提方法能够显著提高预测精度,对不同工况预测偏差在10%以内,而基于孔板流动模型的预测结果偏差超过30%。在此基础上进一步推导准稳态条件下的蓄压器线性阻尼理论计算式,并绘制线性阻尼曲线,发现蓄压器线性阻尼有最小值,其大小与连通孔总通流面积和主管内推进剂流速相关。 展开更多
关键词 液体火箭 增压输送系统 注气式蓄压器 流动阻尼 连通孔
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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
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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
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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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液氧/气甲烷针栓喷注器燃烧效率影响规律实验研究
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作者 李子光 成鹏 +5 位作者 李清廉 蒋卓航 彭竞锋 崔成超 廖晶晶 龙相州 《推进技术》 北大核心 2025年第12期98-107,共10页
为了掌握径向孔型液氧/气甲烷针栓喷注器在真实边界条件下的燃烧性能,加深对针栓喷注器工作特性的认识,通过地面热试车实验研究,揭示了局部动量比、径向喷孔水力直径和径向喷孔数量共3个设计参数对燃烧效率的影响规律,并从主要喷雾特性... 为了掌握径向孔型液氧/气甲烷针栓喷注器在真实边界条件下的燃烧性能,加深对针栓喷注器工作特性的认识,通过地面热试车实验研究,揭示了局部动量比、径向喷孔水力直径和径向喷孔数量共3个设计参数对燃烧效率的影响规律,并从主要喷雾特性的角度出发分析了各参数对燃烧效率的影响途径。结果表明:对于不同结构的针栓喷注器,局部动量比(0.50~2.05)均是影响燃烧效率的关键参数,燃烧效率随局部动量比的增加先增大后减小;喷孔数量增加,燃烧效率降低;随着径向喷孔水力直径减小,达到相同燃烧效率所需的局部动量比增大。各设计参数主要通过改变喷雾分布范围和混合质量来影响燃烧效率,而其引起的液滴粒径变化对燃烧效率的影响相对较弱。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 液氧/气甲烷 针栓喷注器 设计参数 燃烧效率
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预冷式超声速引射器启动和负载特性
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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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姿控发动机动态推力测量系统高精度建模技术
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作者 王晓磊 耿卫国 《载人航天》 北大核心 2025年第6期789-796,共8页
姿控发动机的性能直接关系到航天器执行任务的成败和卫星的在轨寿命,其性能指标通过地面高空模拟热试车获得。现有动态推力测量及校准系统精度较低,难以满足未来深空探测及大容量长寿命卫星平台等任务要求,而要对动态推力测量系统进行... 姿控发动机的性能直接关系到航天器执行任务的成败和卫星的在轨寿命,其性能指标通过地面高空模拟热试车获得。现有动态推力测量及校准系统精度较低,难以满足未来深空探测及大容量长寿命卫星平台等任务要求,而要对动态推力测量系统进行评估、研究、改进,就必须建立准确的数学模型。提出一种提高姿控发动机动态推力测量系统数学模型的高精度建模方法(SSFT),并与传统方法进行比对。通过仿真计算和实验验证,表明提出的SSFT法是一种无混叠、速度快、精度高的算法,适用于连续信号的付氏变换。应用该方法可以快速求出姿控发动机动态推力测量系统的精确模型参数。 展开更多
关键词 姿控发动机 动态推力 测量系统 高精度 建模
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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
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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 被引量:1
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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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基于学习的视频运动放大算法在振动测试中的应用
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作者 张一鸣 郝方楠 +2 位作者 徐自力 李广 金旭 《火箭推进》 北大核心 2025年第6期67-76,共10页
在发动机地面试验中,管路等关键部件的振动测试是优化结构设计和提升安全性的重要环节。针对视觉方法在微幅振动测试中难以直接准确捕捉振动信息的问题,引入了基于学习的视频运动放大算法(Learning-based video motion magnification,LB... 在发动机地面试验中,管路等关键部件的振动测试是优化结构设计和提升安全性的重要环节。针对视觉方法在微幅振动测试中难以直接准确捕捉振动信息的问题,引入了基于学习的视频运动放大算法(Learning-based video motion magnification,LB-VMM)对视频中蕴含振动信息的像素变化进行放大。随后,采用Kanade-Lucas-Tomasi(KLT)光流理论进行运动跟踪,提取放大后的振动信号用于时频域分析。最后,构建了振动信号分析和振型快速辨识两种应用路径,并开展了管路结构的振动测试和梁结构的模态振型辨识试验进行验证。试验结果表明,与基于相位的视频运动放大算法相比,LB-VMM显著减少了运动伪影和失真,计算速度提升约20倍,且能够对高频成分产生有效增益。微幅振动视频经过时域带通滤波和LB-VMM高倍放大后可直接实现模态振型的高质量可视化,获取的梁结构试验模态振型与理论模态振型间的MAC值均达0.9以上。研究表明,LB-VMM可以有效提升视觉方法对部件微幅振动的测试能力,具有良好的应用前景。 展开更多
关键词 火箭发动机 计算机视觉 微幅振动 视频运动放大 深度学习 光流
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自燃推进剂模型发动机纵向燃烧不稳定试验 被引量:1
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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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基于差分镜像法的电磁阀动作特性智能识别方法
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作者 臧东情 张卫东 秦雷 《火箭推进》 北大核心 2025年第5期84-92,共9页
全工况条件下的电磁阀动作特性对液体火箭发动机系统的正常运行有着至关重要的影响。为准确分析液体火箭发动机电磁阀的全工况开关特性,提出一种基于差分镜像法的电磁阀动作特性智能识别方法,首先依据电磁阀通电和断电瞬间电流信号的阶... 全工况条件下的电磁阀动作特性对液体火箭发动机系统的正常运行有着至关重要的影响。为准确分析液体火箭发动机电磁阀的全工况开关特性,提出一种基于差分镜像法的电磁阀动作特性智能识别方法,首先依据电磁阀通电和断电瞬间电流信号的阶跃响应特性,自主定位出电磁阀开关动作时刻;然后利用电流信号二阶差分的局部极值特性,结合两次镜像运算,定量分析电磁阀动作特性参数。工程应用表明,该方法能够100%识别电磁阀的开关动作状态,并实现了电磁阀动作特性参数的统一标准量化检测,提高了数据资源的利用率和电磁阀动作特性检测效率,验证了电磁阀设计指标。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 电磁阀 动作特性 差分镜像法 智能识别
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空间液体火箭发动机振动试验超差的分析与控制
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作者 叶奕翔 李剑锐 +2 位作者 陈泓宇 徐辉 余鹏 《火箭推进》 北大核心 2025年第5期63-75,共13页
针对空间液体火箭发动机在正弦振动试验和随机振动试验中出现的控制曲线超差问题,从发动机固有频率、试验条件、夹具刚度、系统阻尼等方面分析了发动机振动试验控制曲线超差的原因并提出了解决措施。对于正弦振动试验,在小吨位振动台开... 针对空间液体火箭发动机在正弦振动试验和随机振动试验中出现的控制曲线超差问题,从发动机固有频率、试验条件、夹具刚度、系统阻尼等方面分析了发动机振动试验控制曲线超差的原因并提出了解决措施。对于正弦振动试验,在小吨位振动台开展试验时,发动机在固有频率附近发生共振会导致控制曲线超差,在共振频率附近局部降低振动试验量级能使振动控制曲线的共振峰值下降,但是仍然存在控制曲线超差的现象,而采用大吨位振动台开展正弦振动试验可以避免振动控制曲线超差。对于随机振动试验,试验条件严苛、夹具刚度低以及振动系统连接阻尼小等原因都会导致随机振动控制曲线高频超差,设计刚度高的夹具和增大振动系统连接阻尼都有利于解决随机振动控制曲线高频超差的问题。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 正弦振动 随机振动 共振 高频超差 夹具 阻尼
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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
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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
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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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液体火箭发动机推力室传热过程的数字孪生实践
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作者 胡锦华 雷博娟 +3 位作者 杨建文 胡海峰 任孝文 周立新 《火箭推进》 北大核心 2025年第6期43-52,共10页
推力室是火箭发动机的关键部件,其传热过程的建模、预测与集成是发动机实现数字化、智能化的重要环节之一。针对推力室传热预测效率低、动态预测难的问题,以液氧煤油发动机推力室为对象,基于传统传热分析方法建立了样本数据库,通过训练... 推力室是火箭发动机的关键部件,其传热过程的建模、预测与集成是发动机实现数字化、智能化的重要环节之一。针对推力室传热预测效率低、动态预测难的问题,以液氧煤油发动机推力室为对象,基于传统传热分析方法建立了样本数据库,通过训练特征模型的方式构建了传热数字孪生预测模型,能够对推力室传热过程进行动态、实时的预测,为发动机实现虚拟热试验提供了技术基础。研究表明,传热数字孪生预测模型的响应时间约在秒量级,预测精度主要取决于样本库的质量,传热孪生预测模型相较于样本库的误差小于1%,与试验数据的误差小于4.8%。 展开更多
关键词 数字孪生 推力室 传热过程 液体火箭发动机
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伴随自点火的抬举射流火焰结构及稳定特性
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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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双波对撞模态下的液态燃料旋转爆轰发动机推力测试研究 被引量:23
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作者 郑权 李宝星 +1 位作者 翁春生 白桥栋 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第4期679-689,共11页
在环形阵列式连续旋转爆轰发动机上,以汽油/富氧空气为工质,分析了双波对撞模态下爆轰波自持的传播特征、时域频域特征和爆轰波高度,测量了发动机模型在双波对撞模态下的一维推力。试验结果表明:在富氧空气(34.3%O_2和65.7%N_2)流量为94... 在环形阵列式连续旋转爆轰发动机上,以汽油/富氧空气为工质,分析了双波对撞模态下爆轰波自持的传播特征、时域频域特征和爆轰波高度,测量了发动机模型在双波对撞模态下的一维推力。试验结果表明:在富氧空气(34.3%O_2和65.7%N_2)流量为945.3 g/s、汽油流量为84.3 g/s、当量比为0.82的工况下,爆轰波平均传播频率为2.174 k Hz,平均传播速度为1 051 m/s,爆轰波高度在55~70 mm之间,有效推力为607.3 N,单位面积推力8.587×104N/m2,燃料比冲为735.1 s.推力曲线表明:双波对撞模态下发动机推力波动较大,推力围绕推力平均值振荡,稳定工作阶段发动机振动频率与爆轰波传播频率基本一致。 展开更多
关键词 兵器科学与技术 连续旋转爆轰发动机 汽油/富氧空气混合物 双波对撞模态 时频分析 推力 比冲
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燃烧室长度对液态燃料旋转爆轰发动机性能影响实验研究 被引量:19
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作者 郑权 李宝星 +1 位作者 翁春生 白桥栋 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第12期2764-2771,共8页
为了研究燃烧室长度对液态燃料旋转爆轰发动机性能的影响,在环形阵列式连续旋转爆轰发动机上,以汽油/富氧空气为工质,详细分析了不同燃烧室长度下爆轰波传播模态、平均压力峰值和传播速度的变化特征。测量了发动机模型在不同燃烧室长度... 为了研究燃烧室长度对液态燃料旋转爆轰发动机性能的影响,在环形阵列式连续旋转爆轰发动机上,以汽油/富氧空气为工质,详细分析了不同燃烧室长度下爆轰波传播模态、平均压力峰值和传播速度的变化特征。测量了发动机模型在不同燃烧室长度下的一维推力,分析了推力和燃料比冲的变化趋势。实验结果表明:出口背压为大气压时,空气流量为762.9g/s,氧气流量为182.4g/s,汽油流量为84.3g/s,当量比为0.82,燃烧室长度L=235mm工况下爆轰波为稳态双波对撞模态,平均压力峰值和传播速度分别为0.9MPa和1068m/s,爆轰波传播频率为2.223kHz。当L<235mm时爆轰波为非稳态双波对撞模态,平均压力峰值变化较小,传播速度随着燃烧室长度变短而降低。仅在L=135mm工况下,爆轰波传播速度略高于L=155mm工况点,推力和燃料比冲分别为579.5N和701.5s。当155mm≤L<235mm时推力和燃料比冲随燃烧室长度增加而缓慢增大,L=235mm时推力和燃料比冲分别为607.3N和735.1s,L>235mm时推力和燃料比冲变化趋于平缓。 展开更多
关键词 连续旋转爆轰发动机 液态燃料 双波对撞模态 燃烧室长度 推力 比冲
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ADN基发动机燃烧室CO组分实验测量 被引量:13
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作者 张伟 沈岩 +5 位作者 余西龙 姚兆普 王梦 曾徽 李飞 张少华 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第5期650-655,共6页
为研究ADN基发动机燃烧室内的燃烧过程,搭建了一套基于可调谐半导体激光器吸收光谱(TDLAS)实验测量系统。实验采用直接吸收光谱法对ADN基发动机燃烧室内CO组分摩尔分数进行测量,获得了喷注压力分别为1.1MPa,0.9MPa,0.7MPa,0.5MPa时,发... 为研究ADN基发动机燃烧室内的燃烧过程,搭建了一套基于可调谐半导体激光器吸收光谱(TDLAS)实验测量系统。实验采用直接吸收光谱法对ADN基发动机燃烧室内CO组分摩尔分数进行测量,获得了喷注压力分别为1.1MPa,0.9MPa,0.7MPa,0.5MPa时,发动机燃烧室内CO组分摩尔分数随时间的变化。实验结果表明当发动机喷注压力由1.1MPa下降到0.5MPa时,燃烧室内CO平均摩尔分数由2%上升到4.7%,这表明发动机喷注压力的变化影响燃烧室内ADN基推进剂化学反应进程,当喷注压力下降时燃烧室内CO摩尔分数升高,ADN基推进剂燃烧不充分。 展开更多
关键词 量子级联激光器 ADN基发动机 绿色推进剂 吸收光谱 喷注压力
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液体火箭发动机试验台贮箱增压系统模块化仿真 被引量:13
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作者 陈阳 高芳 +1 位作者 张振鹏 陈锋 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第2期339-344,共6页
采用一维理想气体流动的有限元状态变量模型,运用模块化建模与仿真方法和Fortran90语言进行了某液体火箭发动机试验台贮箱增压系统工作过程的仿真,获得了细致的管网状态参数分布曲线,为分析贮箱增压系统的工作过程及各组件的作用提供了... 采用一维理想气体流动的有限元状态变量模型,运用模块化建模与仿真方法和Fortran90语言进行了某液体火箭发动机试验台贮箱增压系统工作过程的仿真,获得了细致的管网状态参数分布曲线,为分析贮箱增压系统的工作过程及各组件的作用提供了数值依据。数学模型和模块化建模与仿真方法显示出较好的有效性和通用性。 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 液体推进剂火箭发动机 试验台贮箱增压系统 数值仿真 模块化
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