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题名补燃循环发动机推力精度控制研究
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作者
何宏疆
管杰
王鹏武
郭维
胡向龙
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机构
陕西航天商业发动机有限公司
西安航天动力研究所
西安航天远征流体控制股份有限公司
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出处
《火箭推进》
北大核心
2025年第5期13-21,共9页
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文摘
推力精度是液体火箭发动机的一项重要技术指标,其对航天器的入轨精度有较大影响。在对比多种推力精度控制方案的基础上,针对补燃循环液体火箭发动机,提出实时推力室室压反馈、主动闭环控制技术方案,搭建推力稳定系统,通过发动机系统仿真、热试车分别对推力稳定系统进行验证。结果表明:系统仿真与热试车结果一致性较高,该推力精度控制方案可行,可实时将补燃循环发动机推力精度控制在±2%以内,但是该方案将提高系统燃气路温度,具体提高幅度与所调节的周期相关,需确保高温工作组件具备足够的温度余量。
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关键词
液体火箭发动机
补燃循环
推力精度
控制方案
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Keywords
liquid rocket engine
staged combustion cycle
thrust accuracy
control scheme
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分类号
V434
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名液体火箭发动机射流泵供应系统仿真分析
被引量：2
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作者
何宏疆
孙海雨
王鹏武
张琳
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机构
西安航天动力研究所
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出处
《兵器装备工程学报》
CAS
北大核心
2020年第11期124-128,共5页
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文摘
某液体火箭发动机入口压力偏低,采用射流泵为主泵入口增压以避免主泵离心轮内出现气蚀,射流泵、主泵等组件共同构成射流泵供应系统。在发动机起动过程中,射流泵的性能影响主泵的气蚀断裂余量。建立发动机及射流泵供应系统动力学模型,开展发动机起动过程仿真。分析射流泵供应系统中推进剂温升对泵工作的影响,研究阀门打开压力、发动机入口压力对发动机起动过程的影响。结果表明:对于射流泵供应系统起动过程,分析泵的气蚀余量时必须考虑推进剂温升、饱和蒸汽压的变化;偏高的控制阀打开压力将使主泵入口压力提升偏晚,导致泵腔内出现气蚀,在2~10 MPa选择控制阀的打开压力较为合理;发动机入口压力可以影响起动加速性及泵气蚀断裂压力变化速率,在起动过程中适当提高氧化剂入口压力可使泵具有足够的气蚀余量。
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关键词
液体火箭发动机
射流泵供应系统
仿真分析
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Keywords
liquid rocket engine
jet pump supply system
simulation analysis
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分类号
TJ763
[兵器科学与技术—武器系统与运用工程]
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题名流量调节器快速起调过程
被引量：4
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作者
管杰
何宏疆
董万峰
王鹏武
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机构
液体火箭发动机技术重点实验室
西安航天动力研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2022年第5期61-68,共8页
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基金
国家液体火箭发动机技术重点实验室基金(6142704180308)。
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文摘
针对补燃循环发动机启动过程中流量调节器的工作特性,首先建立了描述流量调节器起调过程的动力学模型。然后设计并开展了液流试验,分析了流量调节器在快速起调过程中的特性,获得了不同阻尼孔孔径下的试验特性。试验结果表明,流量调节器在快速起调过程中,流量存在大幅超调的现象,通过增大阻尼孔孔径,可以有效地减小流量超调量。最后通过试验结果验证了仿真模型的合理性,并基于计算结果,分析了流量调节器在起调过程中滑阀位移和流量的变化过程,进一步分析了阻尼孔孔径和升压速率对起调过程的影响。仿真结果表明,为了减小起调过程中的流量波动,流量调节器进出口压差的升压速率应先慢后快。
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关键词
流量调节器
快速起调过程
试验分析
仿真分析
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Keywords
liquid-flow regulator
rapid start-up process
test analysis
simulation analysis
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分类号
V434.2
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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