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题名短时大流量蒸汽引射用供汽系统方案设计与验证
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作者
夏爽
朱昊伟
超力德
徐勇
何勇
梁国柱
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机构
北京航空航天大学宇航学院
北京航天试验技术研究所
贵州航天朝阳科技有限责任公司
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出处
《火箭推进》
CAS
北大核心
2024年第2期140-150,共11页
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文摘
针对短时间大流量蒸汽引射系统的用汽需求,采用锅炉-蓄热器式供汽系统方案并进行该系统的方案设计和验证试验。从供汽系统组成和工作原理出发,结合引射用汽要求,进行系统性能、结构与测控方案设计。系统性能与结构方案设计包括热力计算、结构选型和蒸汽管道设计,通过热力计算得到充放汽压力、蓄热器体积和蓄热量等参数,结合理论计算和规范系列进行锅炉和蓄热器结构选型,通过充放汽原理和现场情况进行蒸汽管道的布局、尺寸和压降设计计算;系统测控方案设计部分包括功能分析及方案选择、测点布置、阀门选型。以某液体发动机高空模拟试验台蒸汽引射用锅炉-蓄热器式供汽系统(用汽时间不大于300 s,最大蒸汽流量为94 t/h,用汽压力为0.8 MPa)为案例进行方案设计,通过试验验证了系统的工作性能良好。研究结果可为类似工况下锅炉-蓄热器式供汽系统的方案设计提供参考。
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关键词
蒸汽引射
锅炉
蓄热器
供汽系统
高空模拟试验
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Keywords
steam ejection
boiler
accumulator
steam supply system
high altitude simulation test
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分类号
V416.5
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名国内微推力测试技术发展现状
被引量：7
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作者
刘万龙
朱昊伟
孙树江
刘奎芹
郑然
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机构
北京航天试验技术研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2015年第5期7-11,共5页
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文摘
随着航天技术的不断发展,对用于深空探测航天器以及微小卫星的姿态控制、轨道控制等方面的微推进系统的需求越来越明显。简述了国外微推力测量技术进展,分析了微推力测量的难点,并对国内几种典型微推力测量模式进行了介绍,分析了这几种模式的优缺点。综合分析表明全弹性模式结构稳定性较好,测试精度高,测试手段先进,是一种值得重点发展的微推力测量方式。
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关键词
微推力器
微推力
测试技术
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Keywords
micro thruster
micro thrust
testing technology
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分类号
V433.9
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名几种国外火箭发动机推力矢量测量装置概述
被引量：6
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作者
刘万龙
王得志
刘硕
田国华
朱昊伟
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机构
北京航天试验技术研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2021年第4期6-12,共7页
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基金
探月工程研制保障条件项目。
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文摘
理想状态下,火箭发动机推力作用线与发动机中心轴线重合,但由于加工精度、高温高压燃气在喷管中的不对称流动以及喷管喉部烧蚀等原因,导致发动机推力实际作用线偏离发动机理论中心轴线,从而产生推力偏心。火箭发动机的推力是一个空间向量,在火箭发动机工作过程中,它的大小、方向和作用点位置都是随时间不断变化的。推力矢量对飞行器的飞行轨迹有重大影响。鉴于火箭发动机推力矢量测量的需要,美国等西方国家对此进行了较多研究,但由于技术保密的原因,介绍其推力矢量测量装置的文献比较少。对收集到的一些国外资料进行整理。介绍了推力矢量的基本概念,对美国、日本、俄罗斯和韩国的火箭发动机推力矢量测量装置进行了概述,可以为国内同行提供参考。
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关键词
火箭
发动机
推力矢量
测量装置
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Keywords
rocket
engine
thrust vector
measuring device
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分类号
V433
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名一种开缝环形引射器设计与试验研究
被引量：2
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作者
刘万龙
朱昊伟
赵宏
胡旭坤
李茂
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机构
北京航天试验技术研究所
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出处
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2021年第2期54-59,共6页
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文摘
为了研究高压缩比单级环形引射器的性能,基于一维管流的基本理论对环形引射器进行设计,分别加工了开缝及不开缝环形引射器。在零负载情况下,试验测得不开缝引射器临界启动压力为1.127MPa,极限真空压力为6294Pa,压缩比约为16.1;试验测得开缝引射器临界启动压力1.181MPa,极限真空压力为984Pa,压缩比约为103,开缝后压缩比提升了6.4倍左右。相比不开缝引射器,开缝引射器可以大幅降低零负载情况下的真空压力,但启动压力也略有提升,试验表明在0.1MPa以内。启动后引射器真空压力与入口压力之间有接近线性的递增关系。目前的试验表明,通过合理开缝,可以通过单级环形引射器实现1000Pa以下的极限真空,可以应用在大推力氢氧火箭发动机启动前30km高空模拟。
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关键词
高空模拟
高压缩比
环形引射器
试验
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Keywords
high altitude simulation
high compression ratio
annular ejector
test
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分类号
V416.8
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名一种卫星轨控发动机流量校验系统
被引量：1
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作者
刘万龙
田国华
徐鑫
孙树江
朱昊伟
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机构
北京航天试验技术研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2015年第4期109-112,共4页
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文摘
针对目前计量部门对质量流量计校验精度只有0.5%且随时间波动的问题,采用称重法对卫星轨控发动机试验用质量流量计进行现场校验,采用真实推进剂作为校验介质,校验时管道和流量计压力与发动机试验时管道和流量计压力一致。通过现场校验,可以提高发动机试验流量测量的精度,可以在符合精度要求的流量计中挑选精度较高的流量计作为试验用主流量计,其他流量计作为备份流量计使用。
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关键词
轨控发动机
流量校验
称重系统
质量流量计
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Keywords
orbit-control engine
flow calibration
weighing system
mass flow meter
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分类号
V433.9
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
TH814
[机械工程—精密仪器及机械]
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题名激振器在卫星轨控发动机推力矢量转台中的应用
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作者
刘万龙
孙树江
邵帅
田国华
朱昊伟
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机构
北京航天试验技术研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2015年第3期98-102,共5页
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文摘
490N发动机是目前国内应用最广的卫星轨控发动机,其推力矢量的偏斜角、偏移量等参数对卫星轨道控制影响很大。转台是其推力矢量测量的常用方式。在转台中,主轴作为动架,动架与静架之间通过轴承连接定位,动架可沿轴向滑动。为了减小摩擦力对轴向推力标定的影响,尝试在转台上设置了激振器。通过使用激振器前后各3次试验的数据分析,发现使用激振器后主推力和比冲的标准差有所下降,表明通过激振器振动推力矢量转台是提高主推力和比冲测量精度一个值得研究的方向。但是,目前所掌握的试验数据还不够充分,需要进一步的试验来证明,而且激振器不同输出能力及频率振动对测量结果的影响也有待于深入研究。
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关键词
激振器
轨控发动机
推力矢量
转台
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Keywords
vibrator
orbit-control engine
thrust vector
turntable
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分类号
V434-34
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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