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液体火箭主发动机结构动力学关键问题研究综述 被引量：3
1
作者 杜大华 李斌 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期1-16,共16页
液体火箭主发动机作为运载火箭的主动力,由于其结构的复杂性、服役环境的极端严苛性,导致发动机的结构动力学问题异常突出。动力学问题已成为发动机研制过程中的瓶颈技术之一,因此为改善运载火箭、发动机的振动力学环境,提高发动机的动... 液体火箭主发动机作为运载火箭的主动力,由于其结构的复杂性、服役环境的极端严苛性,导致发动机的结构动力学问题异常突出。动力学问题已成为发动机研制过程中的瓶颈技术之一,因此为改善运载火箭、发动机的振动力学环境,提高发动机的动强度可靠性与工作安全性,需要对运载火箭“心脏”——发动机的结构动力学问题予以充分的重视。本文在详细介绍发动机结构特点、工作环境载荷特征及对结构故障统计的基础上,深入分析了涡轮泵系统、推力室、自动器、管路、发动机整机的主要故障模式,梳理出各部组件、整机结构的动力学关键问题,并指出后续研究的方向。 展开更多
关键词 运载火箭 液体火箭发动机 动力学 振动 综述
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液体火箭发动机工程研制中的结构强度研究进展 被引量：2
2
作者 穆朋刚 李斌潮 +2 位作者 王珺 宋少伟 时寒阳 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第11期51-65,共15页
液体火箭发动机为中国天地运输系统的主动力,承担绝大部分航天器的发射任务。发动机在高压、高温、高转速、强振动等极端恶劣的条件下工作,所面临结构强度问题非常突出。发动机结构强度问题起始于方案论证阶段,贯穿于产品整个寿命周期... 液体火箭发动机为中国天地运输系统的主动力,承担绝大部分航天器的发射任务。发动机在高压、高温、高转速、强振动等极端恶劣的条件下工作,所面临结构强度问题非常突出。发动机结构强度问题起始于方案论证阶段,贯穿于产品整个寿命周期直至发射任务完成,而发动机在结构设计、载荷与使用环境、材料、制造过程、试验及强度评估等诸多方面存在不确定性和尚未解决的深层次问题,使结构强度成为影响发动机安全性和可靠性的一项重要因素。以发动机工程研制中的结构强度为出发点,总结探讨了发动机在结构强度设计及验证过程中若干个重要方面,涵盖载荷与使用环境、安全系数、材料、试验测试、损伤检测、验证及评估等,为发动机结构强度设计体系探索及新型发动机预研提供研究思路。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 结构强度 工程研制 载荷 验证 评估
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液体火箭发动机增材制造技术研究进展 被引量：17
3
作者 张武昆 谭永华 +2 位作者 高玉闪 杨欢庆 赵剑 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第5期24-39,共16页
针对增材制造技术在国内外液体火箭发动机领域的应用成果和研究现状,分别综述了增材制造在发动机的制造技术和流程、制造工艺标准以及在发动机推力室、涡轮泵、阀门、总装及其他组件和整机中的应用研究,并展望了增材制造技术在液体发动... 针对增材制造技术在国内外液体火箭发动机领域的应用成果和研究现状,分别综述了增材制造在发动机的制造技术和流程、制造工艺标准以及在发动机推力室、涡轮泵、阀门、总装及其他组件和整机中的应用研究,并展望了增材制造技术在液体发动机中的发展方向,指出在液体发动机领域,增材制造应该在应用广度和深度、结合增材制造特点的发动机结构设计方法、制造技术和工艺标准、新材料和材料性能数据库的构建等方面进行更加全面系统的研究,以应对未来航天领域的重大挑战。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 增材制造 制造技术 制造工艺 金属材料 综述
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液体火箭发动机充液导管流固耦合动力学特性 被引量：11
4
作者 徐云飞 李锋 +2 位作者 邓长华 黄道琼 段捷 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第6期1523-1529,共7页
为了深入研究流固耦合(FSI)作用对液体火箭发动机充液导管频率特性的影响,采用传递矩阵法(TMM)建立了空间导管流固耦合动力学计算模型.针对真实发动机导管开展了传递矩阵模型与传统基于附加质量的有限元(FEM)(非耦合)模型仿真计算以及... 为了深入研究流固耦合(FSI)作用对液体火箭发动机充液导管频率特性的影响,采用传递矩阵法(TMM)建立了空间导管流固耦合动力学计算模型.针对真实发动机导管开展了传递矩阵模型与传统基于附加质量的有限元(FEM)(非耦合)模型仿真计算以及模态试验验证,比较了管径、壁厚等结构参数对导管流固耦合作用的影响.结果表明:在流固耦合作用下,导管各阶谐振频率减小、而对应的流体振荡与结构振动幅值增大.管径对导管低阶频率特性的影响较壁厚对其影响更大.对于该算例,当管径大于设计值30%后,耦合作用引起的1阶频率误差高于10%,此时流固耦合不能忽略;而壁厚对1阶谐振频率的影响则小于8%. 展开更多
关键词 液体火箭发动机充液导管 流固耦合(FSI) 动态特性 传递矩阵法(TMM) 模态试验验证
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液体火箭发动机诱导轮空化热力学效应研究 被引量：7
5
作者 项乐 陈晖 +3 位作者 谭永华 刘诗鑫 许开富 张亚太 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第4期812-819,共8页
为了研究空化热力学效应,以模型诱导轮为研究对象,改变流量、水温等条件,对其内部空化流动进行了可视化实验研究,完整记录了从空化初生至性能断裂点各工况的空化区形态。结果表明:温度对诱导轮无空化水力性能没有显著影响,但是高温下诱... 为了研究空化热力学效应,以模型诱导轮为研究对象,改变流量、水温等条件,对其内部空化流动进行了可视化实验研究,完整记录了从空化初生至性能断裂点各工况的空化区形态。结果表明:温度对诱导轮无空化水力性能没有显著影响,但是高温下诱导轮的空化性能断裂点被显著延后,体现了热力学效应的影响。对比不同温度下的空化区形态,发现热力学效应的强弱与流动工况密切相关,在小空化数下体现得更为显著。同时引入一种半经验的理论模型预测热效应对空化性能的影响,小流量(Φ=0.071)下预测结果与实验结果平均偏差为5.5%,大流量(Φ=0.088)下平均偏差为10.8%,验证了模型在本文应用条件下的可靠性。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 诱导轮 空化 热力学效应 可视化
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采用NSGA-Ⅱ算法的发动机组件试验边界优化设计
6
作者 耿子强 张允涛 +1 位作者 王珺 谢石林 《振动.测试与诊断》 北大核心 2025年第2期316-322,413,共8页
为了实现液体火箭发动机组件在地面力学环境试验中的响应与其实际工作状态下的响应特征一致,提升组件试验考核的有效性,从边界映射途径出发,讨论了组件力学环境响应一致的边界映射问题的理论求解,提出了通过设计优化进行组件试验边界映... 为了实现液体火箭发动机组件在地面力学环境试验中的响应与其实际工作状态下的响应特征一致,提升组件试验考核的有效性,从边界映射途径出发,讨论了组件力学环境响应一致的边界映射问题的理论求解,提出了通过设计优化进行组件试验边界映射的工程解决方法。基于二代非支配排序遗传算法(non-dominated sorting genetic algorithms-Ⅱ,简称NSGA-Ⅱ)和有限元联合仿真,对某型发动机推力装置组件地面力学环境试验的边界约束结构进行优化设计,获得了满足响应特征要求的组件试验边界约束结构形式,并进行了试验验证。结果表明:试验与仿真优化结果吻合良好,组件关键部位响应特征满足目标要求;通过试验边界约束结构优化设计方法进行边界映射,能够实现组件地面试验响应与实际状态响应特征等效一致。 展开更多
关键词 力学环境试验 边界映射 响应等效 边界约束 遗传算法 优化设计
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液体火箭发动机液膜冷却研究综述 被引量：15
7
作者 唐亮 李平 周立新 《火箭推进》 CAS 2020年第1期1-12,共12页
液膜冷却是液体火箭发动机的一种重要的冷却方式,具有冷却结构简单、冷却能力强等优点,一般与其他冷却方式结合,实现对发动机的冷却。液膜冷却对发动机的热防护可靠性和发动机比冲均有重要的影响。通过追踪国内外液膜冷却研究现状,从液... 液膜冷却是液体火箭发动机的一种重要的冷却方式,具有冷却结构简单、冷却能力强等优点,一般与其他冷却方式结合,实现对发动机的冷却。液膜冷却对发动机的热防护可靠性和发动机比冲均有重要的影响。通过追踪国内外液膜冷却研究现状,从液膜的形成、中心气流对液膜的夹带作用、液膜冷却分析模型以及液膜冷却对发动机性能的影响等方面,梳理了液膜冷却的研究文献,总结了当前研究中存在的不足,并从冷却剂注入结构、中心气流对液膜夹带特性、液体火箭发动机液膜冷却计算方法和推力室冷却结构/技术方案等方面提出研究展望。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 液膜冷却 液膜夹带 传热
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液体火箭发动机背压振荡环境下的雾化特性研究进展 被引量：10
8
作者 李佳楠 雷凡培 +1 位作者 周立新 杨岸龙 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第11期2401-2419,共19页
为加深对背压振荡环境下雾化特性的认识,针对在液体火箭发动机中广泛应用的气液同轴直流式喷嘴、撞击式喷嘴与离心式喷嘴,综述了背压振荡环境下单束液体射流、气液同轴射流、射流撞击以及旋流雾化特性的研究进展,总结了背压振荡影响雾... 为加深对背压振荡环境下雾化特性的认识,针对在液体火箭发动机中广泛应用的气液同轴直流式喷嘴、撞击式喷嘴与离心式喷嘴,综述了背压振荡环境下单束液体射流、气液同轴射流、射流撞击以及旋流雾化特性的研究进展,总结了背压振荡影响雾场的主要作用机制,阐述了以往研究中存在的一些问题以及需要突破的若干关键技术难题。通过综述可知,背压振荡主要通过两个方面影响雾场:一是通过改变喷注压降影响喷射,继而影响雾化过程;二是通过振荡的气相流场直接作用于雾场。背压振荡环境下的雾化研究仍需要开展大量工作,且需要突破以下几个技术难点:在试验方面,需要设计可以产生高频率、高幅值压力振荡的反压舱装置,同时对雾场的干扰要降到最小;发展先进的光学诊断方法,可以用于反压舱内雾场信息的提取;在数值模拟方面,需要开展雾化过程的高精度数值模拟,同时研究压力波的产生、发展及演化过程,在这两点基础上研究背压振荡与雾场的相互作用。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 背压振荡 雾化特性 燃烧不稳定 Klystron效应
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三维扫描测振技术在液体火箭发动机模态试验中的应用 被引量：11
9
作者 闫松 李斌 +1 位作者 李斌潮 李锋 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第1期97-103,共7页
针对传统的黏贴振动传感器的模态试验方法存在附加传感器质量影响及振型空间分辨率不高等问题,研究了利用激光测振系统和机器人平台对复杂结构进行三维扫描振动测试的方法。并以液体火箭发动机(LRE)推力室和氧化剂入口管为例,通过三维... 针对传统的黏贴振动传感器的模态试验方法存在附加传感器质量影响及振型空间分辨率不高等问题,研究了利用激光测振系统和机器人平台对复杂结构进行三维扫描振动测试的方法。并以液体火箭发动机(LRE)推力室和氧化剂入口管为例,通过三维扫描测振技术对二者进行模态测试,获取了空间分辨率极高的模态振型,定量分析了传感器附加质量对管路模态测试的影响,研究结果表明三维扫描测量方法具有精度高、测试速度快、测点数量不受限制等优势。 展开更多
关键词 三维扫描 激光测振 液体火箭发动机 机器人
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变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述 被引量：9
10
作者 张波涛 李平 +1 位作者 王凯 杨宝娥 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第12期1481-1489,共9页
为总结变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的研究成果和梳理未来的发展方向,本文综述了该领域的研究进展。首先介绍了针栓喷注器的基本概念和研究意义,然后从设计原理、工程研制、雾化特性和燃烧特性等方面介绍了针栓喷注器的研究历史和... 为总结变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的研究成果和梳理未来的发展方向,本文综述了该领域的研究进展。首先介绍了针栓喷注器的基本概念和研究意义,然后从设计原理、工程研制、雾化特性和燃烧特性等方面介绍了针栓喷注器的研究历史和现状,最后展望了针栓喷注器的发展趋势及需要研究的一些科学问题。分析表明,液液针栓喷注器、气液针栓喷注器的雾化特性和燃烧特性都还需持续开展研究。雾化特性中特别需要关注的是雾化角、混合特性和下漏率,还要探索针栓喷注器在反压下的雾化特性。燃烧特性中需要深入研究温度分布、火焰结构和燃烧稳定性。 展开更多
关键词 变推力液体火箭发动机 针栓喷注器 雾化特性 燃烧特性
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液体火箭发动机组件热真空虚拟试验技术 被引量：3
11
作者 张魏静 刘占一 +3 位作者 刘计武 石晓波 胡锦华 程亚威 《火箭推进》 CAS 2021年第4期64-70,共7页
相比真实热真空试验,虚拟热真空试验能够有效降低研制成本,缩短研制周期。针对液体火箭发动机组件开展热真空虚拟试验技术研究,基于Sinda-fluint热分析软件建立了由真空舱、热沉、石英灯阵和具体发动机组件构成的热真空虚拟试验平台。... 相比真实热真空试验,虚拟热真空试验能够有效降低研制成本,缩短研制周期。针对液体火箭发动机组件开展热真空虚拟试验技术研究,基于Sinda-fluint热分析软件建立了由真空舱、热沉、石英灯阵和具体发动机组件构成的热真空虚拟试验平台。热真空虚拟试验中存在大量的面面辐射换热,计算消耗极大,针对该问题采用蒙特卡洛光学追踪法进行处理。针对石英灯阵,分析了其热源特征,简化为高温平板模型并开展了验证试验,结果表明了模型的准确性。最后以某型发动机的流量调节装置为例,同步开展了实际热真空实验和虚拟热真空试验,通过对比测点温度变化曲线,发现在整个测试过程中,虚拟试验和实测值的最高温度偏差在10%以内,验证了虚拟试验平台的有效性。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 虚拟试验 光学追踪法 辐射换热
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液体火箭发动机系统振荡及稳定性研究进展 被引量：2
12
作者 董蒙 谭永华 +1 位作者 邢理想 徐浩海 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第12期2919-2936,共18页
针对液体火箭发动机中与阀门相关和与燃烧组件相关的两类重要振荡,阐述了发动机系统振荡现象、振荡模式以及稳定性的研究进展。结果表明,与阀门相关的振荡主要表现为阀门自身和与管路系统耦合的两种不稳定振荡模式;重点是振荡敏感参数分... 针对液体火箭发动机中与阀门相关和与燃烧组件相关的两类重要振荡,阐述了发动机系统振荡现象、振荡模式以及稳定性的研究进展。结果表明,与阀门相关的振荡主要表现为阀门自身和与管路系统耦合的两种不稳定振荡模式;重点是振荡敏感参数分析,难点在于自激振荡临界稳定参数的获取和振荡频率的辨识。与燃烧组件相关的振荡表现为与供应系统耦合的燃烧不稳定、与喷注过程耦合的燃烧不稳定以及燃烧过程自身不稳定三种模式;流量型稳定性机理研究较成熟,内在稳定性机理准确建模相对匮乏;对时滞模型的进一步探究和对燃烧过程数学模型的深入完善是今后系统级燃烧不稳定振荡研究的重难点。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 阀门相关振荡 燃烧组件相关振荡 振荡模式 系统稳定性 燃烧不稳定
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液体火箭发动机推进剂泵诱导轮与离心轮的匹配 被引量：14
13
作者 杨宝锋 李斌 +1 位作者 陈晖 刘占一 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期81-93,共13页
为获得诱导轮离心轮周向匹配的时序效应对离心泵外特性以及压力脉动的影响规律,阐释相关作用机制,采用基于分离涡仿真(DES)的离心泵三维全流道数值仿真方法,引入熵产理论以及压力脉动强度系数等先进分析方法对不同匹配角度下离心泵内能... 为获得诱导轮离心轮周向匹配的时序效应对离心泵外特性以及压力脉动的影响规律,阐释相关作用机制,采用基于分离涡仿真(DES)的离心泵三维全流道数值仿真方法,引入熵产理论以及压力脉动强度系数等先进分析方法对不同匹配角度下离心泵内能量损失机制及压力脉动特性进行了研究。结果表明:离心轮诱导轮的时序效应对泵外特性有一定的影响,随着匹配角度的增加,扬程和效率均呈现先减小后缓慢增大的趋势,扬程变化为0.8%,效率变化为1.2%,其影响机制由不同匹配角度下叶轮通道分离涡、叶轮叶片尾迹以及靠近隔舌处扩压器通道回流涡变化决定;时序效应对离心轮扩压器动静干涉效应影响显著,当诱导轮叶片尾缘位于离心轮相邻主叶片中间位置时,能够有效消除3倍频成分,显著降低泵内压力脉动水平,其中动静干涉区域以及隔舌处扩压器叶片表面压力脉动平均降幅分别达到14.5%和16.7%。 展开更多
关键词 涡轮泵 诱导轮 离心轮 液体火箭发动机 时序效应 熵产 压力脉动
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新Omega涡识别法在液体火箭发动机涡轮氧泵中的应用 被引量：10
14
作者 杨宝锋 李斌 +1 位作者 陈晖 刘占一 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第9期2105-2112,共8页
离心泵中流动不稳定现象与流场中旋涡的形成及演化过程密切相关。为解决传统涡识别法在高速离心泵流场涡结构捕捉方面的缺陷,引入新Omega涡识别法,对液体火箭发动机涡轮氧泵流场中的涡结构进行了分析。确定了新Omega涡识别法在高速离心... 离心泵中流动不稳定现象与流场中旋涡的形成及演化过程密切相关。为解决传统涡识别法在高速离心泵流场涡结构捕捉方面的缺陷,引入新Omega涡识别法,对液体火箭发动机涡轮氧泵流场中的涡结构进行了分析。确定了新Omega涡识别法在高速离心泵流场涡结构捕捉方面的优势,利用该方法对涡轮氧泵中离心轮与扩压器之间的动静干涉机理进行了阐释。结果表明:对于高速离心泵,传统Q准则以及λ2准则涡识别法错误地将壁面强剪切层识别为旋涡,而新Omega涡识别方法能够有效滤除流场中非旋转涡量部分,较好地捕捉流场中涡结构,可作为高速离心泵流场涡结构识别的首选方法。通过离心轮与扩压器动静干涉区域旋涡演化过程分析可知,涡轮氧泵离心轮与扩压器之间的动静干涉效应主要源自于扩压器叶片压力面上的周期性涡脱落现象。 展开更多
关键词 涡轮泵 Omega涡识别 动静干涉 压力脉动 涡脱落
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融合增材制造的液体火箭发动机创新设计方法与应用 被引量：8
15
作者 谭永华 赵剑 +2 位作者 张武昆 王珺 高玉闪 《火箭推进》 CAS 2023年第4期1-16,共16页
增材制造技术在液体火箭发动机中应用的广度和深度不断增强。在发动机的设计层面,经历了由最初的“原位制造替代”到中间的“制造驱动设计”,再到“设计引领制造”3个设计理念阶段的变革。对融合增材制造的液体火箭发动机创新设计方法... 增材制造技术在液体火箭发动机中应用的广度和深度不断增强。在发动机的设计层面,经历了由最初的“原位制造替代”到中间的“制造驱动设计”,再到“设计引领制造”3个设计理念阶段的变革。对融合增材制造的液体火箭发动机创新设计方法和准则进行了总结,包括结构优化设计技术、结构与功能一体化设计技术、复杂组件集成技术和基于增材制造工艺约束与材料性能的设计技术。以常平环和换热器等在发动机增材制造中应用很广泛的典型承载和热力组件为例,介绍了融合增材制造后产品的具体创新设计思路。对融合增材制造的液体火箭发动机创新设计方法和发展方向进行了总结与讨论。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 增材制造 融合创新设计 结构功能一体化 轻量化
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某型液体火箭发动机部分进气涡轮盘振动分析及改型设计 被引量：6
16
作者 李康迪 王珺 +2 位作者 徐自力 闫松 王振 《火箭推进》 CAS 2023年第1期80-86,共7页
针对某液体火箭发动机部分进气自由叶片涡轮盘多次试车后在叶片型线根部和背弧出现疲劳裂纹的问题,采用三维弹塑性有限元法,考虑部分进气产生的Kick效应,计算了涡轮盘的静强度,得到了部分进气作用下叶片的静弯应力;考虑多场环境引起的... 针对某液体火箭发动机部分进气自由叶片涡轮盘多次试车后在叶片型线根部和背弧出现疲劳裂纹的问题,采用三维弹塑性有限元法,考虑部分进气产生的Kick效应,计算了涡轮盘的静强度,得到了部分进气作用下叶片的静弯应力;考虑多场环境引起的预应力影响,计算了涡轮盘的模态,获得了涡轮盘固有频率和主振型;采用全环模型,计算了部分进气作用下涡轮盘的动态响应和动应力。在裂纹原因分析的基础上,对涡轮盘进行改型,在叶片顶部增加了围带,并对带围带涡轮盘进行了计算分析。结果表明:加围带后,涡轮盘叶片气流静应力下降了50%;气流力作用下的叶片动弯应力下降了65%;叶片之间以及叶片和轮盘之间耦合作用明显增强,涡轮盘固有振动模式发生转变,避免了叶片在共振频率附近发生的强迫振动;改型后显著降低了涡轮盘静应力及动弯应力,降低了出现裂纹的风险。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 部分进气 涡轮盘 Kick效应 叶片—轮盘耦合
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流场不均匀对液体火箭发动机纵向振荡燃烧影响及控制 被引量：2
17
作者 李龙飞 杨宝庆 +2 位作者 葛树宏 刘佩进 刘新华 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第1期223-229,共7页
针对常温推进剂发动机推力室再生冷却和撞击式喷注器结构,分析了推力室身部与喷注器对接部位的流场特性,对流场均匀性进行了实验测量。结果表明:推力室身部再生冷却通道出口压力存在约0.15 MPa周向不均匀。身部出口节流显著提高局部流速... 针对常温推进剂发动机推力室再生冷却和撞击式喷注器结构,分析了推力室身部与喷注器对接部位的流场特性,对流场均匀性进行了实验测量。结果表明:推力室身部再生冷却通道出口压力存在约0.15 MPa周向不均匀。身部出口节流显著提高局部流速,使喷注器面氧化剂湍流度和不均匀性增加,进而改变燃烧特性。通过撞击喷注单元雾化试验,获得了18 m/s的推进剂入口边界流速。基于喷注器流场均匀性,提出控制推进剂流速,降低不均匀性,进而抑制纵向高频燃烧不稳定性的控制方法。发动机热试结果表明,采用(15±1) m/s的推进剂入口流速,控制方法抑制了纵向高频燃烧不稳定性。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 推力室 撞击式喷注器 纵向燃烧不稳定性 不均匀性
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液体火箭发动机非稳态燃烧过程对其稳定性的影响 被引量：6
18
作者 汪广旭 谭永华 +1 位作者 陈建华 陈宏玉 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第4期929-936,共8页
基于模型分析了由非稳态燃烧过程引起的不稳定热释放这一激励源项对稳定性的影响,探讨了相应的激励机理。采用小扰动分析方法,将一维层流预混火焰燃烧模型方程分解为稳态和非稳态两类控制方程,建立了线性增长率中燃烧释热项的计算方法,... 基于模型分析了由非稳态燃烧过程引起的不稳定热释放这一激励源项对稳定性的影响,探讨了相应的激励机理。采用小扰动分析方法,将一维层流预混火焰燃烧模型方程分解为稳态和非稳态两类控制方程,建立了线性增长率中燃烧释热项的计算方法,获得了温度及释热量的空间分布,探讨了初始温度及比热比变化对其影响规律。结果表明:采用高能推进剂的燃烧系统具有相对较低的稳定性,而对于同一种推进剂,比热比的增加会导致稳定性对频率的敏感程度增加,且具有明显的频率选择性。 展开更多
关键词 燃烧不稳定 能量平衡方法 非稳态燃烧 激励机理 热释放项
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液体火箭发动机不同室压下冷却方案适用范围 被引量：5
19
作者 侯瑞峰 李龙飞 +2 位作者 陈建华 曹晨 刘云浩 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第12期2797-2806,共10页
为了精准评估不同冷却方案对高压液氧烃火箭发动机推力室传热特性的影响,建立了一套再生通道-液膜屏蔽-隔热镀层-辐射换热的整机模型,采用Ievlev半经验模型计算燃气侧壁面的对流换热过程,引入Shruvik安全裕度评估准则,计算推力室径向的... 为了精准评估不同冷却方案对高压液氧烃火箭发动机推力室传热特性的影响,建立了一套再生通道-液膜屏蔽-隔热镀层-辐射换热的整机模型,采用Ievlev半经验模型计算燃气侧壁面的对流换热过程,引入Shruvik安全裕度评估准则,计算推力室径向的分区温度和热流密度。基于某型大推力液氧煤油火箭发动机,研究了不同冷却结构组合的换热能力上限,分析了不同推力室压力对冷却设计方案的影响。结果表明:推力室压力在12 MPa及以下时,可主要依靠再生冷却技术满足冷却需求;在16 MPa及以下时需要配合内冷却环带满足冷却需求;在18 MPa及以下时需进一步设置隔热镀层提高热防护能力;室压在20 MPa甚至更高时,必须采用其他强化换热措施。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 推力室 再生冷却 冷却环带 隔热镀层
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航天液体动力关键技术研究进展与趋势 被引量：7
20
作者 杜飞平 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2023年第1期7-15,共9页
航天液体动力是一个国家科技实力的重要体现,更是国家安全的重要保障。随着我国航天任务的蓬勃开展,频次日益增加的太空探索活动对航天液体动力提出了更高的需求,航天液体动力的一系列关键技术亟待突破。本研究从液体火箭发动机的系统... 航天液体动力是一个国家科技实力的重要体现,更是国家安全的重要保障。随着我国航天任务的蓬勃开展,频次日益增加的太空探索活动对航天液体动力提出了更高的需求,航天液体动力的一系列关键技术亟待突破。本研究从液体火箭发动机的系统构成和工作原理介绍开始,系统阐述了航天液体动力的若干关键技术及其研究最新进展;在此基础上,归纳了液体动力技术的发展趋势,并考虑多学科交叉共融发展,对实现关键技术突破的技术路线进行了展望,以期为未来的航天液体动力发展提供参考。 展开更多
关键词 航天液体动力 关键技术 发展趋势
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