基于CH^(*)发射光谱的火焰二维温度分布测量

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作者 王绎嘉 杨超博 +6 位作者 曹振 彭江波 俞南嘉 韩明宏 李蔚然 张续腾 于欣 《光谱学与光谱分析》 北大核心 2025年第11期3098-3104,共7页

温度是燃烧诊断领域中的关键参数之一,获取火焰温度具有重要的科学意义和实用价值。分子发射光谱测温技术因其具备非接触测量,高测温上限,测量系统简便等优势,使得其常被用于高温高压等恶劣环境下的火焰温度测量。由于光栅光谱仪狭缝的... 温度是燃烧诊断领域中的关键参数之一,获取火焰温度具有重要的科学意义和实用价值。分子发射光谱测温技术因其具备非接触测量,高测温上限,测量系统简便等优势,使得其常被用于高温高压等恶劣环境下的火焰温度测量。由于光栅光谱仪狭缝的维度限制,近年来关于该技术的研究多数仅限于零维和一维测量,难以达成通过单次测量获得火焰二维温度场的目标。因此在传统发射光谱测温系统的基础上加入一种二维转一维模块,对发射光谱二维测温技术展开研究。首先,根据分子发射光谱测温原理建立发射光谱拟合测温算法,形成发射光谱测温流程,并将2500 K转动温度下的CH^(*)发射光谱仿真结果与分子发射光谱模拟软件LIFBASE生成的结果进行比对,得到二者间的决定系数R^(2)=0.96,验证了光谱拟合测温算法的可行性;其次,对二维转一维模块进行设计,建立二维分布还原算法,形成火焰二维温度分布信息的获取过程,并基于二维转一维模块搭建发射光谱二维测量系统;最后,利用发射光谱二维测量系统对模型火箭发动机中局部火焰的CH^(*)发射光谱进行二维测量,对累加后的CH^(*)发射光谱进行去噪去基线处理,将仿真光谱与实测光谱进行拟合得出不同空间位置的温度,再利用二维分布还原算法得到局部火焰二维温度分布情况和对应光谱拟合决定系数R^(2)分布。从局部火焰二维温度分布测量结果中可得出本论文建立的测温系统能够对空间间隔为0.50 mm的两个温度数据点进行分辨,且二维温度分布测量结果符合火焰形态;在光谱拟合R^(2)二维分布中所有R^(2)>0.8,且R^(2)>0.9的位置占比达76.5%,验证了温度测量结果的可靠性。 展开更多

关键词 发射光谱 二维测温 光谱拟合

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液氢/液氧全流量补燃循环发动机启动特性分析

2

作者 安山 俞南嘉 +3 位作者 张源俊 周闯 何浩东 郑力豪 《火箭推进》 北大核心 2025年第4期48-60,共13页

针对200吨级全流量补燃循环液氢/液氧发动机,建立了全流量补燃循环发动机系统仿真模型,对发动机从初级工况向主级工况的启动过程进行动态特性的研究,对比了不同的泵入口压力、温度、阀门时序、预燃室和主燃室的点火间隔时间对启动过程... 针对200吨级全流量补燃循环液氢/液氧发动机,建立了全流量补燃循环发动机系统仿真模型,对发动机从初级工况向主级工况的启动过程进行动态特性的研究,对比了不同的泵入口压力、温度、阀门时序、预燃室和主燃室的点火间隔时间对启动过程动态特性的影响。仿真结果表明,在液氢/液氧全流量补燃循环发动机的增压输送系统设计中,应当优先保障推进剂的温度,特别是液氢推进剂。全流量补燃循环发动机启动过程中需要注意匹配氧涡轮泵与燃料涡轮泵的起旋幅度与爬升速率,合理设置点火间隔时间和打开时差,使得氧泵和燃料泵的做功能力均可将推进剂送入两预燃室内,而不出现断流、倒流的危险情况。 展开更多

关键词 全流量补燃循环发动机 氢氧发动机 系统仿真模型 启动过程 动态特性

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同轴氢氧谐振点火器试验研究 被引量：5

3

作者 俞南嘉 张国舟 +2 位作者 宋雅娜 马彬 童晓艳 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第3期267-270,共4页

在环形喷嘴气动谐振加热的试验研究基础上,对同轴氢氧谐振点火器进行了点火性能试验和反压试验研究,结果表明:点火器能为液体火箭发动机可靠点火提供强大热流;能重复多次点火,寿命长;点火器抗系统干扰能力强,点火器出口反压快速增长时,... 在环形喷嘴气动谐振加热的试验研究基础上,对同轴氢氧谐振点火器进行了点火性能试验和反压试验研究,结果表明:点火器能为液体火箭发动机可靠点火提供强大热流;能重复多次点火,寿命长;点火器抗系统干扰能力强,点火器出口反压快速增长时,点火器不会熄火,仍能持续提供稳定的氢氧火炬。非电钝感的同轴氢氧谐振点火器可作为正在研究发展中的可重复使用液体火箭发动机多次点火的优选方案之一。 展开更多

关键词 液体推进剂火箭发动机 点火器 点火试验 性能测试

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氦气谐振点火器和气氧/煤油火炬点火器研究 被引量：5

4

作者 俞南嘉 张国舟 +3 位作者 刘红军 吕奇伟 何伟锋 马彬 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第6期553-556,共4页

为了实现液体推进剂火箭发动机重复多次可靠启动,研究了利用气动谐振热效应形成的高温高能点火源进行气氧/煤油等可贮存推进剂多次点火的方案。为此研制了氦气谐振点火器和气氧/煤油火炬点火器。氦气点火器在较宽的气源温度(-2℃～33℃... 为了实现液体推进剂火箭发动机重复多次可靠启动,研究了利用气动谐振热效应形成的高温高能点火源进行气氧/煤油等可贮存推进剂多次点火的方案。为此研制了氦气谐振点火器和气氧/煤油火炬点火器。氦气点火器在较宽的气源温度(-2℃～33℃)变化范围、较大喷嘴入口压力(1 5MPa～3 0MPa)变化范围内均具有好的谐振加热性能。气氧/煤油火炬点火器能够多次可靠地点火并生成稳定的点火火炬。由于不受谐振产生条件的限制,气氧和煤油的流量可以在较大的范围内选择,生成点火火炬的温度范围也很宽,富燃点火炬更具工程应用价值。研究结果表明氦气谐振点火器及其气氧/煤油火炬点火器具有结构简单,可靠性高,无毒无污染等优点,对于重复多次启动的液体火箭发动机有着诱人的应用前景。 展开更多

关键词 液体推进剂火箭发动机 空腔谐振器 点火 点火装置

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富氧预燃室初步试验研究 被引量：6

5

作者 俞南嘉 蔡国飙 +3 位作者 张国舟 金平 汪小卫 李茂 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第5期834-838,共5页

为了研究全流量补燃循环发动机中富氧预燃室的点火以及燃烧特性,对点火方案和预燃室方案进行了分析。通过对多种预燃室结构形式和点火方式的比较,提出了适合于富氧预燃室初步试验要求的点火方案,研制了热表面谐振点火器并采用间接点火... 为了研究全流量补燃循环发动机中富氧预燃室的点火以及燃烧特性,对点火方案和预燃室方案进行了分析。通过对多种预燃室结构形式和点火方式的比较,提出了适合于富氧预燃室初步试验要求的点火方案,研制了热表面谐振点火器并采用间接点火方式研制了氢氧火炬点火器。点火器的试验结果表明氢氧火炬点火器能够多次可靠地点火并生成稳定的点火火炬。由于不受谐振产生条件的限制,氢气和氧气的流量和混合比可以在较大的范围内选择,生成点火火炬的温度范围也很宽。对确定的富氧预燃室方案进行了设计加工,经过三个阶段的热试车,富氧预燃室的关键参数均达到了设计要求,结构无烧蚀,工作可靠,完全可以满足全流量补燃循环发动机系统对富氧预燃室的要求。 展开更多

关键词 全流量补燃循环发动机 富氧预燃室 点火

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针栓式液氧/煤油发动机燃烧数值仿真 被引量：8

6

作者 俞南嘉 鲍启林 +1 位作者 张洋 戴健 《火箭推进》 CAS 2018年第4期23-29,共7页

为了研究低温非自燃推进剂应用针栓式喷注器的流场分布规律,总结不同动量比对针栓式发动机燃烧流场的影响,采用数值仿真的方法研究针栓式液氧/煤油发动机的燃烧流场分布,仿真模型采用k-ε湍流模型、有限速率-涡耗散燃烧模型等。仿真结... 为了研究低温非自燃推进剂应用针栓式喷注器的流场分布规律,总结不同动量比对针栓式发动机燃烧流场的影响,采用数值仿真的方法研究针栓式液氧/煤油发动机的燃烧流场分布,仿真模型采用k-ε湍流模型、有限速率-涡耗散燃烧模型等。仿真结果表明:针栓式发动机在燃烧室内形成两个回流区,有利于燃烧室头部冷却;针栓式喷注器能够在燃烧室壁面形成液膜,提高了燃烧室壁面的热防护;随着动量比增加,燃烧高温区向燃烧室壁面靠近;动量比为1时,针栓式喷注器具有最佳的燃烧效率。 展开更多

关键词 针栓式喷注器 数值仿真 仿真模型 燃烧效率

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应用气动谐振点火的氢氧小发动机试验 被引量：2

7

作者 俞南嘉 张国舟 +1 位作者 马彬 蔡国飙 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第2期134-138,共5页

将气动谐振点火技术应用于小推力氢氧火箭发动机的设计,通过分析不同混合比下的比冲和燃气温度,确定了氢氧小发动机的总体参数,开展了在不同工况下点火器的单独试验,氢氧小发动机的全系统试验以及小发动机脉冲起动试验。研究结果表明,... 将气动谐振点火技术应用于小推力氢氧火箭发动机的设计,通过分析不同混合比下的比冲和燃气温度,确定了氢氧小发动机的总体参数,开展了在不同工况下点火器的单独试验,氢氧小发动机的全系统试验以及小发动机脉冲起动试验。研究结果表明,氢氧小发动机可以实现多次重复起动,结构完好,性能稳定,验证了应用气动谐振点火技术氢氧小发动机的可靠性及方案的可行性。 展开更多

关键词 液体推进剂火箭发动机 推力器 气动谐振+ 点火

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应用气动谐振的气氧、煤油点火器的方案研究 被引量：1

8

作者 俞南嘉 张国舟 马彬 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第9期759-762,共4页

为了实现液体推进剂火箭发动机的多次可靠起动 ,将气动谐振点火技术应用于气氧煤油的点火 .提出了两种应用气动谐振的气氧煤油点火器方案 :直接点火方案和间接点火方案 .在直接点火方案中对气氧与煤油同轴喷入和煤油由顶部喷入两种不同... 为了实现液体推进剂火箭发动机的多次可靠起动 ,将气动谐振点火技术应用于气氧煤油的点火 .提出了两种应用气动谐振的气氧煤油点火器方案 :直接点火方案和间接点火方案 .在直接点火方案中对气氧与煤油同轴喷入和煤油由顶部喷入两种不同的点火方式进行了分析比较 .在间接点火方案中对点火火炬为富燃和富氧两种情况进行了对比分析 .试验研究表明两种方案均实现了多次可靠的点火并生成了稳定的点火火炬 .通过对两种方案的优缺点、工程上应用的技术可行性和存在的技术难点的分析 。 展开更多

关键词 点火装置 谐振腔 液体推进剂火箭发动机

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氢氧谐振点火器多室同步点火研究

9

作者 俞南嘉 张国舟 +1 位作者 宋雅娜 程圣清 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第6期627-631,共5页

将气动谐振点火技术应用于塞式喷管发动机多推力室的多次同步点火,研制了新型的氢氧谐振点火器.通过对点火器的点火响应时间、点火延迟时间、多次点火的重复性以及点火器寿命等方面进行试验研究,验证了新研制的点火器具有起动快、点火... 将气动谐振点火技术应用于塞式喷管发动机多推力室的多次同步点火,研制了新型的氢氧谐振点火器.通过对点火器的点火响应时间、点火延迟时间、多次点火的重复性以及点火器寿命等方面进行试验研究,验证了新研制的点火器具有起动快、点火延迟时间短、多次点火重复性好、寿命长等特点.采用2个点火器联试的方式进行了5次同步点火试验,研究了连接管路对同步性的影响,并提出了进一步缩短同步性时差的方法,结果表明氢氧谐振点火器完全可以满足塞式喷管发动机多推力室同步点火的要求. 展开更多

关键词 谐振 点火 同步 液体推进剂 火箭发动机

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环形喷嘴气动谐振加热性能

10

作者 俞南嘉 蔡国飙 张国舟 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第1期82-86,共5页

为了研究环形喷嘴的气动谐振加热性能,采用高精度高分辨率的NND格式差分求解二维轴对称雷诺平均Navier-Stokes方程,对环形喷嘴-谐振管系统气动谐振加热过程中谐振管内振荡流动过程进行了数值仿真,并对不同面积的环形喷嘴-谐振管系统进... 为了研究环形喷嘴的气动谐振加热性能,采用高精度高分辨率的NND格式差分求解二维轴对称雷诺平均Navier-Stokes方程,对环形喷嘴-谐振管系统气动谐振加热过程中谐振管内振荡流动过程进行了数值仿真,并对不同面积的环形喷嘴-谐振管系统进行了数值模拟.研究结果表明:环形喷嘴与圆喷嘴具有相似的谐振加热规律和流场特征,即利用环形喷嘴同样可在谐振管内产生强烈的高频激波振荡.随着环形喷嘴面积减小,每一个谐振周期中的谐振温升逐渐减小.而其能够产生强烈谐振的间距小于圆喷嘴-谐振管系统的间距,在小间距时可以在很宽的喷嘴入口压力范围内产生强烈的谐振,这为气动谐振点火器的结构小型化和工程实用性提供了理论依据. 展开更多

关键词 气动 谐振 仿真 点火

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全流量补燃循环试验发动机启动过程 被引量：10

11

作者 汪小卫 金平 +2 位作者 张国舟 俞南嘉 蔡国飙 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第4期407-411,共5页

分析了全流量补燃循环发动机系统启动过程难点,针对全流量补燃循环缩尺发动机热试车启动过程,分别就发动机中富燃/富氧预燃室的自身启动和相对启动过程进行了设计;采用管路-体积组合模块化方法,建立了发动机启动过程仿真模型,进行了仿... 分析了全流量补燃循环发动机系统启动过程难点,针对全流量补燃循环缩尺发动机热试车启动过程,分别就发动机中富燃/富氧预燃室的自身启动和相对启动过程进行了设计;采用管路-体积组合模块化方法,建立了发动机启动过程仿真模型,进行了仿真计算。按设计启动方案进行了多次热试车,试车结果表明发动机点火可靠,启动过程平稳,无烧蚀现象,且仿真结果很好地预示了热试车情况。 展开更多

关键词 液体推进剂火箭发动机 全流量补燃循环+ 起动试验 动态模型 仿真模型

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航天器轨道交会的一般策略 被引量：13

12

作者 朱仁璋 俞南嘉 李颐黎 《中国空间科学技术》 EI CSCD 北大核心 1999年第2期27-33,共7页

航天器轨道交会机动可应用推力值较大的脉冲式推力，也可应用推力值较小的连续型推力或间断型推力。阐述了航天器轨道交会的一般策略与设计方法，包括推力的选择与交会程序设计等。

关键词 轨道交会 动力学方程 航天器 交会策略

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富氢/富氧燃气气-气喷嘴热试 被引量：5

13

作者 李茂 高玉闪 +3 位作者 金平 俞南嘉 马彬 蔡国飙 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第6期696-700,共5页

针对全流量补燃循环发动机气-气燃烧关键技术,设计了以气动谐振点火器为点火装置的气氢/气氧富氧预燃室、气氢/气氧富氢预燃室和气-气喷嘴燃烧室,开展了同轴剪切喷嘴气-气燃烧试验研究。试验结果表明,试验方案设计合理,系统稳定可靠,气... 针对全流量补燃循环发动机气-气燃烧关键技术,设计了以气动谐振点火器为点火装置的气氢/气氧富氧预燃室、气氢/气氧富氢预燃室和气-气喷嘴燃烧室,开展了同轴剪切喷嘴气-气燃烧试验研究。试验结果表明,试验方案设计合理,系统稳定可靠,气-气喷嘴燃烧效率最高达到97.2%。随氧喷注器压降增加,燃烧室壁面的热载荷增加,燃烧效率降低。 展开更多

关键词 气-气喷嘴 燃烧效率 预燃室 富氢/富氧燃气 试验

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氢氧全流量补燃循环发动机富燃预燃室试验 被引量：4

14

作者 金平 俞南嘉 +2 位作者 邬志岐 张国舟 蔡国飙 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第3期273-277,共5页

为了获得全流量补燃循环发动机的富燃预燃室可靠点火、稳定燃烧和均匀的出口燃气,对富燃预燃室头部喷注器排布方案展开了研究。对设计的中心燃烧区和环形燃烧区两种不同头部方案进行了试验,得到了富燃预燃室的压力曲线和预燃室出口的温... 为了获得全流量补燃循环发动机的富燃预燃室可靠点火、稳定燃烧和均匀的出口燃气,对富燃预燃室头部喷注器排布方案展开了研究。对设计的中心燃烧区和环形燃烧区两种不同头部方案进行了试验,得到了富燃预燃室的压力曲线和预燃室出口的温度分布。试验结果表明:相比中心燃烧区结构方案,环形燃烧区结构方案更容易获得可靠的点火和稳定的燃烧,有更好的燃气均匀度。相比常规的富燃预燃室,全流量补燃循环发动机的富燃预燃室工作温度更低、混合比更小。相比使用液氧的方案,使用气氧的富燃预燃室在启动、关机过程更迅速、平稳。 展开更多

关键词 全流量补燃循环发动机^+ 预燃室 喷注器排布方案^+ 试验

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采用N_2O与含金属HTPB燃料固液火箭发动机燃速试验研究(英文) 被引量：3

15

作者 田辉 吴俊峰 +2 位作者 俞南嘉 李君海 蔡国飙 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第3期413-421,共9页

为了研究含金属固体燃料固液火箭发动机的燃速及发动机的工作特征,采用N2O氧化剂与含Al,Mg和C的HTPB基固体燃料的固液发动机进行试验研究与分析,试验在3种尺寸药柱、多种氧化剂流量下进行,获得发动机的燃速、燃烧室压强及燃烧效率等参... 为了研究含金属固体燃料固液火箭发动机的燃速及发动机的工作特征,采用N2O氧化剂与含Al,Mg和C的HTPB基固体燃料的固液发动机进行试验研究与分析,试验在3种尺寸药柱、多种氧化剂流量下进行,获得发动机的燃速、燃烧室压强及燃烧效率等参数。为分析辐射换热对燃速的影响,把燃速分成两部分并提出相应的分析式:一部分由对流换热控制的燃速,由通过药柱通道的总质量流率来衡量;另一部分由辐射换热控制,通过燃烧产物中凝相组分对固体燃料壁面的辐射换热量决定。对试验结果进行分析发现,除富氧的情况外,热辐射控制的燃速约占总燃速的30%~60%,辐射控制燃速与对流控制燃速的比例趋势与燃烧产物中凝相组分的质量分数随氧燃比的变化规律相似。同时,试验结果显示,试验燃速总体上随着固体药柱通道中氧化剂质量流率的增加而增大。发动机的燃烧效率绝大多数位于80%~97%的范围,在化学当量比附近和富氧范围内,随着燃烧温度的降低而降低,效率曲线与理论绝热燃烧温度值的平方相似。 展开更多

关键词 固液火箭发动机 燃烧效率 燃速 含金属固体燃料

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推力室涡流冷却技术试验研究 被引量：7

16

作者 李家文 唐飞 俞南嘉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期956-960,共5页

涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术。在理论分析和数值计算的基础上,设计了采用气氢/气氧作为推进剂的试验用涡流冷却推力室,进行了多次冷流试验和点火试验。在不采用其它冷却措施的情况下,完成了工作时间为20s的点火试... 涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术。在理论分析和数值计算的基础上,设计了采用气氢/气氧作为推进剂的试验用涡流冷却推力室,进行了多次冷流试验和点火试验。在不采用其它冷却措施的情况下,完成了工作时间为20s的点火试验。试验结果表明,涡流冷却推力室工作稳定,气氧形成了有效的冷涡流,圆筒段外壁面温升为5K,部分气氧形成的气膜也对喷管形成了有效的保护。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 涡流冷却推力室 点火试验

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涡流冷却推力室燃烧效率分析 被引量：5

17

作者 李家文 王化余 +1 位作者 叶汉玉 俞南嘉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第11期1507-1512,共6页

为了分析喷注器对涡流冷却推力室燃烧效率的影响,开展了2kN气氢/气氧涡流冷却推力室的设计、仿真与试验研究,设计加工了三种不同喷嘴分布直径的氢喷注面板,在试验过程中测量了推力、燃烧室圆筒段内壁面温度、内壁面压力等参数,利用热力... 为了分析喷注器对涡流冷却推力室燃烧效率的影响,开展了2kN气氢/气氧涡流冷却推力室的设计、仿真与试验研究,设计加工了三种不同喷嘴分布直径的氢喷注面板,在试验过程中测量了推力、燃烧室圆筒段内壁面温度、内壁面压力等参数,利用热力计算、流场仿真与试验测量结果对涡流冷却推力室燃烧效率进行了分析。结果表明,在所分析的三种喷注面板中,喷嘴分布半径最大的推力室燃烧效率最高,为97.6%。同时开展了透明燃烧室的试验研究,高温火焰在燃烧室圆筒段59.5%半径以内区域,验证了内外涡流结构的存在。仿真结果表明,氢喷嘴分布直径影响燃烧区域的分布,从而影响燃烧效率。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 涡流冷却推力室 热试车 燃烧效率

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气氢气氧同轴剪切喷注器燃烧流场的PLIF测量及仿真研究 被引量：5

18

作者 李峰 俞南嘉 戴健 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第7期1380-1386,共7页

为探究同轴剪切气气喷注燃烧火焰结构及验证仿真方法的可行性,利用RANS方法对实验工况进行了计算,得到了燃烧室温度和OH分布,以及流场结构。并通过实验,利用平面激光诱导荧光(PLIF)技术测量了透明燃烧室内气氢气氧同轴剪切喷注燃烧火焰... 为探究同轴剪切气气喷注燃烧火焰结构及验证仿真方法的可行性,利用RANS方法对实验工况进行了计算,得到了燃烧室温度和OH分布,以及流场结构。并通过实验,利用平面激光诱导荧光(PLIF)技术测量了透明燃烧室内气氢气氧同轴剪切喷注燃烧火焰的激光诱导OH荧光,得到了火焰结构图像。实验结果表明,在燃烧室前端形成了回流区和结构稳定的剪切燃烧层,在剪切和回流的共同作用下形成了OH尖峰。随OH尖峰下游湍流涡的发展,火焰结构产生褶皱,使燃烧得到了加强。将仿真和实验结果进行对比发现,两者剪切燃烧层位置最大相差0.6mm,OH尖峰轴向位置相差2mm,径向尺寸均为7mm。仿真和实验结果吻合较好,利用该仿真模型对实际情况进行预测是可行的。 展开更多

关键词 同轴剪切喷注器 气-气燃烧 平面激光诱导荧光 数值仿真

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固液混合火箭发动机技术 被引量：5

19

作者 蔡国飙 田辉 俞南嘉 《载人航天》 CSCD 2009年第1期15-18,共4页

通过对火箭发动杌技术发展的研究,提出了固液混合火箭发动机是目前航天推进系统发展的一个新方向。介绍了固液混合火箭发动机的特点、发展历史和现状,并结合我国航天发展情况分析了固液混合火箭发动机在航天领域中的应用前景,指出固液... 通过对火箭发动杌技术发展的研究,提出了固液混合火箭发动机是目前航天推进系统发展的一个新方向。介绍了固液混合火箭发动机的特点、发展历史和现状,并结合我国航天发展情况分析了固液混合火箭发动机在航天领域中的应用前景,指出固液混合火箭发动机在运载火箭助推级、先进上面级和先进轨道转移系统中的广泛应用前景。同时分析了影响固液混合火箭发动机性能及其应用的主要关键技术。 展开更多

关键词 固液混合火箭发动机 助推器 上面级 轨道转移

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飞月轨道引力捕获设计方法研究 被引量：3

20

作者 朱仁璋 俞南嘉 余梦伦 《宇航学报》 EI CSCD 北大核心 2000年第4期7-14,共8页

利用太阳引力摄动与月球绕飞设计的地月转移轨道 (飞月轨道 ) ,与霍曼转移相比 ,虽然飞行时间较长 (约三、四个月 ) ,但可显著节省速度增量 (可达 15 0米 /秒 ) ,对无人月球探测器尤为适合。应用平面圆型限制性四体问题动力学模型 ,选... 利用太阳引力摄动与月球绕飞设计的地月转移轨道 (飞月轨道 ) ,与霍曼转移相比 ,虽然飞行时间较长 (约三、四个月 ) ,但可显著节省速度增量 (可达 15 0米 /秒 ) ,对无人月球探测器尤为适合。应用平面圆型限制性四体问题动力学模型 ,选择从月球出发的初始条件。借助“地心距 时间曲线” ,从平面圆型限制性四体问题转换为一般的限制性四体问题。通过典型模拟计算 ,分析负向积分 (从月球轨道出发 )初始轨道参数及太阳方位对月球探测器轨迹的影响 。 展开更多

关键词 地月转移轨道 引力捕获 飞月轨道 月球探测器

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