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基于Mastercam的多轴加工技术在历史文物中的应用探索
1
作者 顾丽敏 《机械研究与应用》 2024年第5期151-153,158,共4页
文章以历史文物西安兵马俑为例展开Mastercam多轴加工技术的应用研究,主要包括刀具参数设置、刀轨路径分析、铣削参数优化等,最终形成了集建模设计到多轴加工的高质量加工策略。实验数据分析结果表明,应用此加工策略可有效提高历史文物... 文章以历史文物西安兵马俑为例展开Mastercam多轴加工技术的应用研究,主要包括刀具参数设置、刀轨路径分析、铣削参数优化等,最终形成了集建模设计到多轴加工的高质量加工策略。实验数据分析结果表明,应用此加工策略可有效提高历史文物工艺品的加工质量,为我国历史文物的长期有效数字化保护与宣传提供了有效技术路线,扩大了智能制造技术在传统文化领域的应用范围,具有广阔的市场应用前景。 展开更多
关键词 历史文物 智能制造 工艺设计
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比例式变推力固体姿控发动机非稳态特性研究
2
作者 张一飞 范凡 +2 位作者 李世鹏 夏仕同 隋欣 《上海航天（中英文）》 CSCD 2024年第2期104-113,共10页
为了研究比例式变推力固体姿控发动机的内流场非稳态特性,建立了比例针栓推力器的二维轴对称计算模型,基于动网格技术模拟入口压强随喉部面积变化而变化的推力器工作模式,得到了内流场各性能参数的变化规律。结果表明:在非稳态工作过程... 为了研究比例式变推力固体姿控发动机的内流场非稳态特性,建立了比例针栓推力器的二维轴对称计算模型,基于动网格技术模拟入口压强随喉部面积变化而变化的推力器工作模式,得到了内流场各性能参数的变化规律。结果表明:在非稳态工作过程中,内流场会出现典型的亚音速回流区、斜激波和流动分离等特征,入口压强、针栓壁面及喷管壁面压强均随针栓靠近喉部而增大,推力器推力逐渐上升,实现了推力连续调节。开关频率会加剧针栓前进过程中头部压强波动。针栓头部收敛角越大,其头部回流区越小。当喉部面积一定时,燃速压强指数越高,发动机压强与推力变化范围越大,为实现预设的推力调节范围,需要选择合适的燃速压强指数。 展开更多
关键词 固体姿控发动机 针栓推力器 非稳态特性 动网格方法 内流场
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长尾管固体火箭发动机内部流动特性仿真分析
3
作者 毛纪银 杜勇 +2 位作者 田云峰 高宏伟 李金福 《弹箭与制导学报》 北大核心 2024年第4期46-52,共7页
为分析长尾管固体火箭发动机的内部流动特性,编制微分内弹道程序进行发动机内弹道解算;同时采用自定义函数建立质量进口条件、动网格技术模拟燃面推移、欧拉-拉格朗日模型结合粒子随机游走模型,对无长尾与有长尾结构固体火箭发动机三维... 为分析长尾管固体火箭发动机的内部流动特性,编制微分内弹道程序进行发动机内弹道解算;同时采用自定义函数建立质量进口条件、动网格技术模拟燃面推移、欧拉-拉格朗日模型结合粒子随机游走模型,对无长尾与有长尾结构固体火箭发动机三维两相瞬态内流场展开对比研究,对比了发动机的性能,分析了长尾结构对气相流动特性与不同直径颗粒的运动分布的影响。分析结果表明:内弹道与流场仿真的发动机平衡压力基本一致。有长尾结构带来了沿程阻力损失,内部平衡压强要高于无长尾结构发动机压力,导致了装药燃烧加快,输出推力反而减小;燃气流经长尾区域流速增加明显,但粒子作用会导致轴线附近流速与温度的震荡,温度整体变化小,故此区域热防护应该重点考虑;由于惯性,粒子在长尾区域先汇集后发散,随粒径增加,粒子汇集区越靠前,散布程度越大,气流对粒子运动作用越小。 展开更多
关键词 长尾管 固体火箭发动机 内弹道 两相流 装药燃烧 流动特性
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基于LSTM网络的内弹道性能预示方法
4
作者 冯伟业 陈林泉 +1 位作者 吴秋 陈林君 《弹箭与制导学报》 北大核心 2024年第1期57-62,共6页
零维内弹道分析计算简便、高效,是一种常用的内弹道性能分析方法,但其常采用将喉径变化视为线性烧蚀的方法对喉部面积进行简化处理,而大量的试验表明喉径烧蚀并非线性,喉衬烧蚀主要发生在发动机工作的中后期。为此,文中提出了一种基于... 零维内弹道分析计算简便、高效,是一种常用的内弹道性能分析方法,但其常采用将喉径变化视为线性烧蚀的方法对喉部面积进行简化处理,而大量的试验表明喉径烧蚀并非线性,喉衬烧蚀主要发生在发动机工作的中后期。为此,文中提出了一种基于遗传算法和LSTM神经网络的内弹道性能预示方法,首先利用遗传算法和零维内弹道计算方程,从试验所得的压强数据中对喉径变化曲线进行辨识;然后利用LSTM神经网络建立喉径变化预示模型,实现对发动机喉径变化曲线的预示,并以此为基础对工作段内弹道性能进行预示;最后以实际案例对该方法进行验证,预示曲线与实际曲线的均方误差为0.118 MPa,相对误差为1.35%,结果表明该方法可以较为准确的预示固体火箭发动机的压强变化曲线。 展开更多
关键词 内弹道 人工神经网络 固体火箭发动机 遗传算法
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连续旋转爆震波细致结构及自持机理 被引量：36
5
作者 刘世杰 覃慧 +2 位作者 林志勇 孙明波 刘卫东 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第3期431-436,共6页
基于化学非平衡流解耦方法和详细化学反应机理,在0.1mm的网格尺度下对连续旋转爆震波内流场和爆震波平掠惰性气体界面的传播过程进行了数值模拟。详细分析了连续旋转爆震波的空间结构,由于在出口侧无几何约束,受一系列稀疏波的影响,旋... 基于化学非平衡流解耦方法和详细化学反应机理,在0.1mm的网格尺度下对连续旋转爆震波内流场和爆震波平掠惰性气体界面的传播过程进行了数值模拟。详细分析了连续旋转爆震波的空间结构,由于在出口侧无几何约束,受一系列稀疏波的影响,旋转爆震波强度受到不同程度的削弱,形状也发生了相应的变化。爆震波平掠惰性气体界面时的流场分布与连续旋转爆震波结构极为类似,对比研究了波前可燃气体层高度对爆震波结构和传播过程的影响,当爆震波高度较小时,其抵御惰性气体侧稀疏波衰减的能力弱,波阵面严重变形,爆震波解耦。若爆震波要稳定自持传播,其必须要达到一定的临界高度来抵御稀疏波的影响。 展开更多
关键词 连续旋转爆震波 爆震波高度 稀疏波 自持机理
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燃烧条件下影响推进剂脱粘面扩展的因素 被引量：21
6
作者 邢耀国 王立波 +3 位作者 董可海 沈伟 孙臣良 何国强 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第1期77-80,共4页
研究了固体火箭发动机推进剂与包覆层界面脱粘在燃烧条件下扩展的影响因素。对含有预制脱粘面的试件进行了大量的燃烧试验 ,用X射线实时成像系统记录了燃烧过程 ;根据组成试件的不同材料特性 ,分别用粘弹性和线弹性有限元方法计算了试... 研究了固体火箭发动机推进剂与包覆层界面脱粘在燃烧条件下扩展的影响因素。对含有预制脱粘面的试件进行了大量的燃烧试验 ,用X射线实时成像系统记录了燃烧过程 ;根据组成试件的不同材料特性 ,分别用粘弹性和线弹性有限元方法计算了试件在燃烧过程中的应力应变状态 ,并利用修正后的J积分法对脱粘面扩展的可能性进行了预估。理论分析和试验结果均表明 :燃烧室增压速率、脱粘面尺寸、边界条件等因素对脱粘面扩展均有较强的影响。该研究结果对制定固体火箭发动机装药失效判据有一定参考价值。 展开更多
关键词 固体推进剂火箭发动机 推进剂燃烧 衬里 有限元法 脱粘面扩展 包覆层
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H_2/Air连续旋转爆震波的起爆及传播过程试验 被引量：25
7
作者 刘世杰 林志勇 +2 位作者 林伟 周朱林 刘卫东 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第3期483-489,共7页
在环缝-喷孔对撞式喷注模型发动机上,采用H2/O2热射流切向喷注的起爆方式,进行了H2/Air组合的连续旋转爆震试验,试验成功起爆并实现了爆震波的持续旋转传播。切向喷注的热射流并没有直接诱导形成旋转爆震波,从点火到形成稳定传播的旋转... 在环缝-喷孔对撞式喷注模型发动机上,采用H2/O2热射流切向喷注的起爆方式,进行了H2/Air组合的连续旋转爆震试验,试验成功起爆并实现了爆震波的持续旋转传播。切向喷注的热射流并没有直接诱导形成旋转爆震波,从点火到形成稳定传播的旋转爆震波之间存在时间间隔。对高频信号的时频分析结果表明,在该试验工况下,旋转爆震波的传播过程非常稳定,其传播频率为5.5～5.95 kHz,平均传播频率为5.75 kHz,对应的平均传播速度为1716.4m/s,为理论预测值的91.14%。在没有测量高频压力的情况下开展了长程试验,结果表明,连续旋转爆震波也可以在更长的时间范围内稳定工作。 展开更多
关键词 连续旋转爆震波 H2/Air组合 喷注方式 试验研究
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H_2/Air连续旋转爆震发动机推力测试(I)单波模态下的推力 被引量：18
8
作者 林伟 周进 +1 位作者 林志勇 刘世杰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第4期495-503,共9页
在环缝-喷孔对撞式喷射的连续旋转爆震模型发动机上,以H2/Air为工质,对连续旋转爆震波以单波模态稳定自持的典型波形特征和时域、频域特征进行了研究。直接测量了模型发动机工作在该模态下产生的一维推力,讨论了比冲等推进性能。试验结... 在环缝-喷孔对撞式喷射的连续旋转爆震模型发动机上,以H2/Air为工质,对连续旋转爆震波以单波模态稳定自持的典型波形特征和时域、频域特征进行了研究。直接测量了模型发动机工作在该模态下产生的一维推力,讨论了比冲等推进性能。试验结果表明:出口背压为大气压时,在空气流量253 g·s-1,氢气流量6.15 g·s-1,当量比为0.834的工况下,模型发动机以平均传播频率5.5563 k Hz、平均传播速度1658.3 m·s-1的单波模态稳定工作360 ms。产生可靠的有效推力约为183.7 N。以火箭模式计算,有效排气速度为708.9 m·s-1,总比冲为72.34 s;以冲压模式计算,有效排气速度(氢气消耗率)为29870 m·s-1,燃料比冲为3048 s,消耗的氢气的单位面积质量流率为4122 g·m-2·s-1,单位推力为726 m·s-1。推力曲线的面积积分表明旋转爆震模型发动机所提供的推力比较稳定;微观来看,推力波形与爆震波高频压力波形耦合,围绕推力平均值振荡。 展开更多
关键词 连续旋转爆震模型发动机 单波模态 时频分析 推力测量 推力积分 比冲 推力稳定性
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H_2/Air连续旋转爆震发动机推力测试(Ⅱ)-双波模态下的推力 被引量：17
9
作者 林伟 周进 +1 位作者 林志勇 刘世杰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第5期641-649,共9页
在环缝-喷孔对撞式喷射的H2/Air连续旋转爆震模型发动机上实现双波自持。详细分析了连续旋转爆震波以双波模态自持传播的典型波形特征和时域、频域特征。测量了模型发动机工作在双波形模态下所产生的一维推力,讨论了比冲等推力性能。时... 在环缝-喷孔对撞式喷射的H2/Air连续旋转爆震模型发动机上实现双波自持。详细分析了连续旋转爆震波以双波模态自持传播的典型波形特征和时域、频域特征。测量了模型发动机工作在双波形模态下所产生的一维推力,讨论了比冲等推力性能。时频特性和推力积分表明:出口背压为大气压时,在空气流量786.6g·s-1,氢气流量20g·s-1,当量比为0.8733的工况下,模型发动机以平均传播频率10.5809k Hz,平均传播速度1578.9m·s-1的双波模态稳定工作超过650ms。产生可靠的有效推力约808.5N。以火箭模式计算,有效排气速度为1002.3m·s-1,总比冲为102.3s;以冲压模式计算,有效排气速度(氢气消耗率)为40425m·s-1,燃料比冲为4125s,所消耗氢气的单位面积质量流率为13404g·m-2·s-1,单位推力为1027.8m·s-1。相比于单波模态,双波模态使得燃烧室内压力更为均匀,高频推力曲线振荡幅值小。爆震波头个数增多有利于推力稳定。 展开更多
关键词 连续旋转爆震模型发动机 H2/Air 双波模态 时频分析 推力测量 推力积分 比冲
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旋转爆震波发动机二维数值模拟 被引量：29
10
作者 刘世杰 林志勇 +1 位作者 孙明波 刘卫东 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期634-640,共7页
采用一种改进的化学非平衡流解耦方法对Euler反应流方程解耦处理,对流项采用五阶WENO格式离散,化学反应源项的刚性采用简化的隐式方法处理,时间步进采用二阶精度的Runge-Kutta方法,对H2/Air预混气旋转爆震发动机内流场进行了二维数值模... 采用一种改进的化学非平衡流解耦方法对Euler反应流方程解耦处理,对流项采用五阶WENO格式离散,化学反应源项的刚性采用简化的隐式方法处理,时间步进采用二阶精度的Runge-Kutta方法,对H2/Air预混气旋转爆震发动机内流场进行了二维数值模拟。模拟结果给出了不同发动机尺寸条件下的详细起爆过程,结果表明当发动机尺寸小于临界直径时无法成功起爆;详细分析了流场结构和爆震波形状,旋转爆震波的传播速度与理论预测值吻合;性能分析结果表明在喷注总压低于燃烧室平均压力时仍可实现推进剂喷注,没装尾喷管的情况下发动机比冲达到176.5s。 展开更多
关键词 旋转爆震波发动机 解耦方法 起爆过程 性能分析
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新型含铜催化剂对RDX／HTPB推进剂燃速影响的研究 被引量：15
11
作者 田德余 朱慧 +6 位作者 邓鹏图 曾志成 徐文英 陈力 龚华 刘训恩 唐松青 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1995年第6期74-77,共4页
用热分析方法筛选出两种合铜催化剂对ＲＤＸ／ＨＴＰＢ推进剂进行了配方试验研究，采用声发射法测定４～８ＭＰａ条件下药条燃速，由实验结果可看出：这两种新型含铜催化剂对提高燃速，降低燃速压强指数有明显效果；燃速可提高４２％，... 用热分析方法筛选出两种合铜催化剂对ＲＤＸ／ＨＴＰＢ推进剂进行了配方试验研究，采用声发射法测定４～８ＭＰａ条件下药条燃速，由实验结果可看出：这两种新型含铜催化剂对提高燃速，降低燃速压强指数有明显效果；燃速可提高４２％，压强指数可降低１４％，经适当组合，可进一步提高燃速，降低燃速压强指数。 展开更多
关键词 燃烧 催化剂 燃速 推进剂试验 硝胺推进剂
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一种测量固体火箭发动机羽焰温度的数据处理方法研究 被引量：14
12
作者 孙晓刚 戴景民 +1 位作者 王雪峰 褚载祥 《红外与毫米波学报》 SCIE EI CAS CSCD 北大核心 2003年第2期141-144,共4页
针对连续测量固体火箭发动机羽焰温度的特点 ,提出了一种新的发射率假设模型 ,并在此基础上提出了一种新的多波长高温计的数据处理方法 ,即通过处理两个不同时刻多波长高温计的测量数据 ,由计算可同时获知两个时刻的真温及光谱发射率 .... 针对连续测量固体火箭发动机羽焰温度的特点 ,提出了一种新的发射率假设模型 ,并在此基础上提出了一种新的多波长高温计的数据处理方法 ,即通过处理两个不同时刻多波长高温计的测量数据 ,由计算可同时获知两个时刻的真温及光谱发射率 .实验结果表明 ,其真温计算值与火箭发动机设计者提供的理论值之差在± 2 0K以内 。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 羽焰温度 多光谱测温 真温 发射率假设模型 数据处理
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某固体火箭发动机工作末期不稳定燃烧 被引量：13
13
作者 苏万兴 李世鹏 +3 位作者 张峤 赵艳栋 叶青青 王宁飞 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第10期2376-2383,共8页
针对某固体火箭发动机工作末期出现的压力振荡现象开展了数值研究与线性预估.通过有限元方法得到了燃烧室空腔的声模态及固有声振频率,轴向1阶与2阶声振频率随燃面退移先减小后增大;利用大涡模拟方法分析了燃烧室内的流场特性及压力振... 针对某固体火箭发动机工作末期出现的压力振荡现象开展了数值研究与线性预估.通过有限元方法得到了燃烧室空腔的声模态及固有声振频率,轴向1阶与2阶声振频率随燃面退移先减小后增大;利用大涡模拟方法分析了燃烧室内的流场特性及压力振荡特性,振荡频率与试验结果一致,判定该发动机出现了以轴向1阶声振频率为主导的不稳定燃烧;其次分析了发动机内阻尼特性,其阻尼随燃面退移不断减小;最后通过不稳定燃烧线性理论解释了该发动机工作末期出现压力振荡的机理,表明燃面退移过程中喉通比下降是导致发动机由线性稳定转向线性不稳定状态的关键因素. 展开更多
关键词 固体火箭发动机 不稳定燃烧 压力振荡 声模态分析 阻尼特性
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含硼富燃料推进剂各组分对其低压燃速的影响 被引量：8
14
作者 王英红 李进贤 +2 位作者 李葆萱 肖秀友 刘宏成 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第2期274-277,共4页
采用推进剂静态燃速测试仪和氧弹式量热器的试验方法 ,研究了各组分对含硼富燃料推进剂低压燃速和爆热的影响。结果表明 :增加高氯酸铵 (AP)含量、添加燃速催化剂、增加超细AP的含量 ,可以提高该推进剂的低压燃速 ;硼含量的增加可以提... 采用推进剂静态燃速测试仪和氧弹式量热器的试验方法 ,研究了各组分对含硼富燃料推进剂低压燃速和爆热的影响。结果表明 :增加高氯酸铵 (AP)含量、添加燃速催化剂、增加超细AP的含量 ,可以提高该推进剂的低压燃速 ;硼含量的增加可以提高推进剂的爆热 ,但燃速略有降低。热分析的结果表明 展开更多
关键词 燃速催化剂 含硼富燃料推进剂 高氯酸铵 低压 AP 热分析 爆热 组分 氧弹 超细
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液体火箭发动机燃烧稳定性CFD分析 被引量：15
15
作者 庄逢辰 赵文涛 +2 位作者 刘卫东 邹勤 聂万胜 《燃烧科学与技术》 EI CAS CSCD 2001年第1期16-20,共5页
应用 CFD方法对液体火箭发动机中的高频燃烧不稳定性进行了分析研究 ,建立了液体火箭发动机不稳定燃烧数值模拟的综合模型和控制方程 ,比较了 PISO和 Mac Cormack两种算法 ,得出了两种算法均能成功应用于不稳定燃烧分析的结论。编制了 A... 应用 CFD方法对液体火箭发动机中的高频燃烧不稳定性进行了分析研究 ,建立了液体火箭发动机不稳定燃烧数值模拟的综合模型和控制方程 ,比较了 PISO和 Mac Cormack两种算法 ,得出了两种算法均能成功应用于不稳定燃烧分析的结论。编制了 ACL RECI系列程序。应用该程序对 YF- 86 0液氢液氧发动机和 NAL 液氧 /甲烷发动机的燃烧稳定性进行了数值模拟 ,得出了该发动机的燃烧稳定性极限图。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 燃烧稳定性 计算流体动力学 计算燃烧学
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扰流片推力矢量控制系统动态特性研究 被引量：12
16
作者 崔业兵 陈雄 +2 位作者 周长省 姚琰 韩文超 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第8期1030-1034,共5页
针对固体火箭发动机的推力矢量控制系统的需求,分析了扰流片系统的工作原理,设计了圆弧型扰流片;根据扰流片的安装位置关系,推导了扰流片摆角与伸入喷管出口流场高度的关系式;对加载单个圆弧型扰流片的喷管三维流场进行数值模拟,得到扰... 针对固体火箭发动机的推力矢量控制系统的需求,分析了扰流片系统的工作原理,设计了圆弧型扰流片;根据扰流片的安装位置关系,推导了扰流片摆角与伸入喷管出口流场高度的关系式;对加载单个圆弧型扰流片的喷管三维流场进行数值模拟,得到扰流片产生气动力的大小随扰流片伸入流场高度的变化规律;并通过固体火箭发动机的点火试验,验证所设计的扰流片系统在阶跃响应和正弦加载下的动态特性。结果表明:扰流片推力矢量控制系统在最大偏转角度38°时,阶跃响应时间为55ms,最大偏差0.6°,超调量2.02%;偏转角8°时,正弦加载测得系统带宽10Hz。 展开更多
关键词 扰流片 推力矢量控制 运动仿真 动态特性
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煤油两相连续旋转爆震燃烧室工作特性试验研究 被引量：28
17
作者 王迪 周进 林志勇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期471-480,共10页
为了深入分析煤油燃料两相连续旋转爆震燃烧室的工作特性,采用富氧空气或氧气为氧化剂,通过试验得到爆震波的时域、频域特征,对两相连续旋转爆震燃烧室中爆震波的起爆过程和稳定后的传播过程进行研究。利用基于激光散射相位多普勒分析(P... 为了深入分析煤油燃料两相连续旋转爆震燃烧室的工作特性,采用富氧空气或氧气为氧化剂,通过试验得到爆震波的时域、频域特征,对两相连续旋转爆震燃烧室中爆震波的起爆过程和稳定后的传播过程进行研究。利用基于激光散射相位多普勒分析(PDA)技术对雾化流场进行了测量,得到喷注器出口不同平面处煤油液滴速度与直径的统计分布。试验结果表明当煤油流量为78g/s,氧气流量为224.0g/s,空气流量为72.5g/s,当量比为1.083时,燃烧室在单波模态下工作,爆震波传播频率为0.904k Hz,平均转速为649m/s。使用氧气作为氧化剂,当煤油流量为81.8g/s,氧气流量为231.8g/s,当量比为1.222时,燃烧室在双波模态下工作,爆震波传播频率为5.882k Hz,平均转速为1848m/s,传播过程中表现出很强的非定常性。在当量比为0.805~0.908的富氧工况下,随着氧化剂中含氧量的增加,爆震波的速度逐步增大,最终达到2440m/s;在当量比为1.057~1.220的富燃工况下,随含氧量的增加爆震波速度呈现线性增长的特征。 展开更多
关键词 两相连续旋转爆震燃烧室 煤油 雾化流场 时域/频域分析 工作特性
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含催化剂RDXCMDB推进剂燃烧机理研究 被引量：11
18
作者 赵凤起 李丽 +2 位作者 李上文 阴翠梅 王瑛 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 1999年第1期50-53,共4页
利用常压ＤＳＣ及ＴＧ／ＤＴＧ，高压ＤＳＣ，单幅照相和燃烧波温度分布测试技术对含ＲＤＸ的复合改性双基推进剂（ＲＤＸＣＭＤＢ）含和不含催化剂时的燃烧机理进行了研究，得到了该种推进剂在热分解和燃烧方面的一些重要结果。
关键词 双基推进剂 催化 燃烧机理 RDX-CMDB
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高总温来流下的连续旋转爆震验证试验 被引量：14
19
作者 王超 刘卫东 +2 位作者 刘世杰 蒋露欣 林志勇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第3期578-584,共7页
为验证吸气式连续旋转爆震推进的可行性,在直连式试验台上开展了连续旋转爆震试验。采用三组元空气加热器模拟吸气式推进时的高总温来流,其设计流量600g/s,总温860K。采用热射流切向喷注的方法成功起爆了H2/air连续旋转爆震波,并实现了... 为验证吸气式连续旋转爆震推进的可行性,在直连式试验台上开展了连续旋转爆震试验。采用三组元空气加热器模拟吸气式推进时的高总温来流,其设计流量600g/s,总温860K。采用热射流切向喷注的方法成功起爆了H2/air连续旋转爆震波,并实现了稳定自持传播。在H2/air当量比为0.86时,连续旋转爆震波以单个波头的同向传播模态传播,且其未影响到空气加热器的正常工作。爆震波的传播频率为3.68k Hz,与高频压力FFT分析所得的主频3.67k Hz吻合较好;爆震波传播速度为1248m/s。在未测量高频压力的情况下开展了长程试验,结果表明,在高总温来流条件下,连续旋转爆震波也可以在更长时间范围内稳定工作。 展开更多
关键词 连续旋转爆震 爆震推进 吸气式推进 验证试验
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固冲发动机补燃室二次燃烧实验研究 被引量：10
20
作者 李纲 何国强 +2 位作者 孙振华 曹军伟 王虎干 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第5期400-403,共4页
采用不确定度评定的地面直连冲压实验设备,对某全尺寸固冲发动机补燃室二次燃烧进行了实验研究。通过测定比冲效率,确定了不同的燃气发生器喷嘴结构、空气进气角度、进气头部距离和补燃室长度对二次燃烧的影响,并进行了机理分析。结果表... 采用不确定度评定的地面直连冲压实验设备,对某全尺寸固冲发动机补燃室二次燃烧进行了实验研究。通过测定比冲效率,确定了不同的燃气发生器喷嘴结构、空气进气角度、进气头部距离和补燃室长度对二次燃烧的影响,并进行了机理分析。结果表明,五喷嘴比冲效率较高,燃气的切入方式对补燃室二次燃烧有重要影响;增大入射角度,可提高比冲效率,但加剧了燃烧产物在补燃室内的沉积;补燃室头部距离不宜过大,比冲效率不随头部距离线性增加;补燃室长度增加,可使比冲效率提高,但效果并不理想。 展开更多
关键词 固体火箭冲压发动机 含硼富燃料推进剂 二次燃烧 机理分析
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