空间自燃推进剂发动机起动点火问题与研究进展

1

作者 谭永华 刘晓伟 +3 位作者 汪广旭 杨宝娥 谭松林 周军 《火箭推进》 北大核心 2025年第1期1-16,共16页

空间自燃推进剂发动机起动点火过程涉及复杂的非定常湍流两相流动和燃烧,过程中容易出现起动超压现象,不仅会造成发动机烧蚀爆炸等严重后果,还可能诱发高频燃烧不稳定问题。国内外已围绕此类发动机起动点火过程涉及的推进剂空间闪蒸、... 空间自燃推进剂发动机起动点火过程涉及复杂的非定常湍流两相流动和燃烧,过程中容易出现起动超压现象,不仅会造成发动机烧蚀爆炸等严重后果,还可能诱发高频燃烧不稳定问题。国内外已围绕此类发动机起动点火过程涉及的推进剂空间闪蒸、液相反应、化学点火延迟等现象开展了大量的基础研究,并在实际发动机起动超压控制方面积累了丰富的工程应用经验。对上述工作进行整理,重点梳理了诱发起动超压的关键机理及影响因素,系统总结了国内外相关经验,归纳了现有研究存在的不足,提出了后续研究方向,为我国空间自燃推进剂发动机的研制提供参考。 展开更多

关键词 空间发动机 自燃推进剂 起动超压 空间闪蒸 液相反应 点火延迟

在线阅读 下载PDF 职称材料

动量比对气氧/煤油针栓喷注器燃烧特性影响

2

作者 徐天罡 杨宝娥 +1 位作者 杨岸龙 张波涛 《火箭推进》 北大核心 2025年第1期128-136,共9页

动量比是针栓喷注器的无量纲设计参数,对喷注器的混合效果及燃烧特性影响显著。为研究局部动量比变化对径向槽式气氧/煤油针栓喷注器燃烧特性的影响规律,使用数值仿真方法开展研究。仿真使用中心推进剂的偏转角模型作为煤油液滴的初始... 动量比是针栓喷注器的无量纲设计参数,对喷注器的混合效果及燃烧特性影响显著。为研究局部动量比变化对径向槽式气氧/煤油针栓喷注器燃烧特性的影响规律,使用数值仿真方法开展研究。仿真使用中心推进剂的偏转角模型作为煤油液滴的初始喷射角,并采用包含详细化学反应机理的火焰面模型对针栓喷注器燃烧场进行详细仿真,在此基础上研究局部动量比对燃烧场及燃烧效率的影响规律。结果表明:燃烧室内存在中心回流区和燃烧室头部回流区;局部动量比约为1时燃烧效率达到最高;燃烧室内温度场沿燃烧室轴向呈带状分布,沿燃烧室周向呈高低相间的齿轮状分布;随着局部动量比从0.53变化到1.46,燃烧模式呈现单火焰到双火焰再回到单火焰变化。 展开更多

关键词 针栓喷注器 局部动量比 回流区 燃烧效率 燃烧模式

在线阅读 下载PDF 职称材料

3D打印矩形粗糙通道内火箭煤油流动换热特性试验方法研究

3

作者 刘朝晖 彭乐钦 +2 位作者 李沛奇 杨宝娥 王玫 《西安交通大学学报》 EI CAS 北大核心 2025年第1期47-55,67,共10页

为探究3D打印再生冷却通道在液体火箭发动机推力室中的替代应用特性,研制了具有不同内表面粗糙度的正弦波纹结构3D打印304不锈钢矩形通道。内截面名义尺寸为2.0 mm×2.0 mm,设计粗糙度分别为6.3、25.0、100.0μm,实际粗糙度Ra分别为... 为探究3D打印再生冷却通道在液体火箭发动机推力室中的替代应用特性,研制了具有不同内表面粗糙度的正弦波纹结构3D打印304不锈钢矩形通道。内截面名义尺寸为2.0 mm×2.0 mm,设计粗糙度分别为6.3、25.0、100.0μm,实际粗糙度Ra分别为11.88、12.70、17.53μm,通过将高温电阻率法和像素法相结合获得了3D打印通道的实际内径和壁厚,修正了火箭煤油流动换热的内壁温和热流密度,建立了3D打印粗糙通道内火箭煤油流动换热特性试验研究方法。试验参数如下:压力处于15~20 MPa范围、质量流速在12450~24900 kg·m^(-2)·s^(-1)之间、热流密度为5~15 MW·m^(-2)、流体温度为-150℃。研究结果表明:火箭煤油流动换热特性受到热流密度、流体温度和质量流速的影响;流体温度处于50~135℃范围内,换热系数增加约25%~33%;热流密度处于5.0~15.0 MW·m^(-2)范围内,换热系数增加了8.3%;质量流速为12450~24900 kg·m^(-2)·s^(-1)范围内,换热系数增加了60.2%。粗糙度增加对火箭煤油流动换热起到强化作用,粗糙度从11.88μm增加到17.53μm时,换热强化幅度超过20%以上。该研究可为3D打印通道在火箭发动机推力室中的替代应用提供参考。 展开更多

关键词 3D打印 矩形通道 流动换热 粗糙度 火箭煤油

在线阅读 下载PDF 职称材料

带缝隙喷注的火箭发动机喷管性能

4

作者 杨宝娥 《火箭推进》 CAS 2000年第5期24-37,共14页

本文介绍了在喷管超音速段有气体沿切向缝隙喷注的火箭发动机喷管流场计算方法,同时还提供了无喷注的喷管流场计算。计算结果与试验数据相符,证明该计算方法有效。文中对发生器气体喷入实际发动机超音速段的喷管流场进行了分析,分析中... 本文介绍了在喷管超音速段有气体沿切向缝隙喷注的火箭发动机喷管流场计算方法,同时还提供了无喷注的喷管流场计算。计算结果与试验数据相符,证明该计算方法有效。文中对发生器气体喷入实际发动机超音速段的喷管流场进行了分析,分析中假设使用了两类推进剂:氧/氢、氧/甲烷,以氧/氢和氧/甲烷的燃烧产物作为发生器气体。数值计算结果表明,在喷管超音速段有气体喷注的情况下,由于粘性引起的真空比冲损失比没有喷注的喷管损失小。 展开更多

关键词 火箭发动机喷管 气体喷射 喷管效率

在线阅读 下载PDF 职称材料

超声速进气道喘振的机理研究 被引量：11

5

作者 王玉峰 杨宝娥 《火箭推进》 CAS 2008年第1期17-22,共6页

应用数值模拟方法对中心锥中心进气混压式进气道的喘振现象进行了研究。在数值计算的基础上,根据进气道出口截面每个网格点的压力、密度、速度等参数计算了进气道喘振过程中流量系数和总压恢复系数随时间的变化情况。同时给出了在喘振... 应用数值模拟方法对中心锥中心进气混压式进气道的喘振现象进行了研究。在数值计算的基础上,根据进气道出口截面每个网格点的压力、密度、速度等参数计算了进气道喘振过程中流量系数和总压恢复系数随时间的变化情况。同时给出了在喘振过程中激波振荡的振幅、频率、对应的波系图案。并根据进气道头部分离涡的发展情况以及进气道内通道中状态参数的变化情况对喘振产生的机理进行了分析,认为进气道头部分离涡对喘振的产生起关键的作用。 展开更多

关键词 进气道 喘振 分离涡

在线阅读 下载PDF 职称材料

液氧/甲烷同轴喷雾及火焰稳定的试验(英文) 被引量：1

6

作者 杨宝娥 Francesco Cuoco +1 位作者 汪亮 Michael Oschwald 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第3期262-268,共7页

介绍了液氧和气态甲烷的低温同轴喷雾燃烧试验,试验使用了光学诊断方法如阴影法和火焰分光光谱法记录了试验中的喷雾和火焰信息,讨论了不同燃烧室压力和喷注无量纲数如韦伯数(We)和气液动量流率比下的雾化和火焰稳定情况。试验结果表明... 介绍了液氧和气态甲烷的低温同轴喷雾燃烧试验,试验使用了光学诊断方法如阴影法和火焰分光光谱法记录了试验中的喷雾和火焰信息,讨论了不同燃烧室压力和喷注无量纲数如韦伯数(We)和气液动量流率比下的雾化和火焰稳定情况。试验结果表明,燃烧室压力对射流雾化和火焰稳定有显著影响,增加燃烧室压力有利于火焰稳定于靠近喷注器面的地方,研究中没有发现火焰吹离距离和韦伯数之间有明显的关系式。液氧射流核心长度随气液动量流率比的增大而下降。雾化质量对液氧/甲烷同轴喷雾的火焰稳定性有明显的影响。 展开更多

关键词 液氧甲烷^+ 雾化 火焰稳定性 光学诊断 试验

在线阅读 下载PDF 职称材料

超声速气流中复杂冷却结构的传热分析方法 被引量：2

7

作者 黄日鑫 谭永华 +1 位作者 刘军彦 杨宝娥 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第2期376-381,共6页

针对应用于高超声速吸气式发动机中的复杂再生冷却结构,为了更好地对其进行传热性能评估,在充分借鉴液体火箭发动机传热分析方法的基础上,集成多种成熟高效的技术,建立了一种解耦的传热分析方法。该方法首先借助计算流体力学技术确定结... 针对应用于高超声速吸气式发动机中的复杂再生冷却结构,为了更好地对其进行传热性能评估,在充分借鉴液体火箭发动机传热分析方法的基础上,集成多种成熟高效的技术,建立了一种解耦的传热分析方法。该方法首先借助计算流体力学技术确定结构件工作的热环境,提取必要的参数后依据半经验关系式确定气侧的换热边界条件;然后,通过将冷却流动假设成一维流动,根据换热准则确定液侧的换热边界;最后,对冷却结构进行有限单元离散,计算传热过程,获得温度场特征。该方法将换热与导热过程解耦,降低了研究问题的复杂性,适用于复杂构型的热防护设计。通过后掠尖缘再生冷却支板的热防护试验,证实了传热分析方法的可靠性,且显示算法对本例的预测误差约在8%左右。 展开更多

关键词 超声速气流 再生冷却 有限元方法 参考焓法 传热分析

在线阅读 下载PDF 职称材料

旋转爆震波传播频率与燃烧室切向声学频率对比的实验研究

8

作者 王致程 严宇 +3 位作者 范玮 王可 杨宝娥 胡洪波 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期68-77,共10页

为验证旋转爆震波与燃烧室高频切向不稳定燃烧现象是否存在一致性,分别基于宽11 mm的环形燃烧室和圆柱形燃烧室,以乙烯为燃料,以富氧空气(体积分数33%、50%和100%)为氧化剂,通过改变氧化剂的供给流量和当量比开展实验研究。研究发现:在... 为验证旋转爆震波与燃烧室高频切向不稳定燃烧现象是否存在一致性,分别基于宽11 mm的环形燃烧室和圆柱形燃烧室,以乙烯为燃料,以富氧空气(体积分数33%、50%和100%)为氧化剂,通过改变氧化剂的供给流量和当量比开展实验研究。研究发现:在环形燃烧室中,通过改变氧气体积分数得到了不同的旋转爆震波传播模态:当氧气体积分数为33%时为双波对撞模态,爆震波速度亏损为37%~63%,且双波传播频率低于燃烧室二阶切向声学频率;当氧气体积分数为50%和100%时,分别得到了单波和双波传播模态,爆震波速度亏损减小至14%~40%,且单波模态爆震波传播频率高于燃烧室一阶切向声学频率,双波模态爆震波传播频率高于燃烧室二阶切向声学频率。在圆柱形燃烧室中,当氧气体积分数为50%时得到了单波模态,部分工况下爆震波传播速度高于理论C−J速度,且氧化剂流量越大,这一趋势越明显,大部分工况下旋转爆震波传播频率均高于燃烧室的一阶切向声学频率。上述研究表明旋转爆震波传播频率与燃烧室切向声学频率的数值大小和变化规律均不相同,说明旋转爆震波与高频切向不稳定燃烧现象并不存在一致性。 展开更多

关键词 环形燃烧室 圆柱形燃烧室 爆震波传播模态 爆震波传播频率 燃烧室切向声学频率

在线阅读 下载PDF 职称材料

我的“自画像”

9

作者 杨宝娥 《小学生作文》 2024年第11期23-24,共2页

杨老师:文君、阿呆,我们参加一些活动或者新学期开学时,经常会遇到让大家进行自我介绍的情况,你们想过怎样介绍自己吗?阿呆:那还不容易?样子别人会看到,所以就不用说了,介绍一下自己的兴趣爱好、性格特点,不就可以了吗?文君:是不是也可... 杨老师:文君、阿呆,我们参加一些活动或者新学期开学时,经常会遇到让大家进行自我介绍的情况,你们想过怎样介绍自己吗?阿呆:那还不容易?样子别人会看到,所以就不用说了,介绍一下自己的兴趣爱好、性格特点,不就可以了吗?文君:是不是也可以介绍一下自己的缺点和不足呢?这样别人就会对我有更全面的认识,打个预防针,尽量避免今后交往中出现矛盾。 展开更多

关键词 自我介绍 新学期 自画像 兴趣爱好 性格特点 老师

在线阅读 下载PDF 职称材料

他____了

10

作者 杨宝娥 《小学生作文》 2024年第7期26-27,共2页

杨老师:文君、阿呆,这个单元你们读到了伟人的忧伤、“军神”的痛苦、革命家生前的自述,精彩细腻的描写一定给你们留下了深刻的印象。今天我们也来写一写生活中你熟悉的人。

关键词 写一写 精彩 老师 革命家

在线阅读 下载PDF 职称材料

基于Matlab/dSPACE的无刷直流电机双闭环控制实时仿真 被引量：6

11

作者 朱向东 呼延霄 +1 位作者 刘轶 杨宝娥 《火箭推进》 CAS 2015年第1期117-122,共6页

永磁无刷直流电机(Brushless DC Motor,以下简称BLDCM)的控制算法一般采用嵌入式软件编程的方法实现,其开发过程复杂,代码编写工作繁重,在电机控制器研制初期不利于提前进行控制算法的研究。基于Matlab/Simulink开发的dSPACE实时仿真平... 永磁无刷直流电机(Brushless DC Motor,以下简称BLDCM)的控制算法一般采用嵌入式软件编程的方法实现,其开发过程复杂,代码编写工作繁重,在电机控制器研制初期不利于提前进行控制算法的研究。基于Matlab/Simulink开发的dSPACE实时仿真平台,无需代码编写,实时性好,控制算法开发周期短,能够很好的用于BLDCM控制原理的理解和控制算法的仿真研究。通过BLDCM的在线实时仿真,介绍了基于dSPACE的半实物仿真技术,建立了基于BLDCM双闭环控制的仿真模型,利用ControlDesk软件进行了在线参数调试,实现了双闭环控制模型快速控制原型验证(RCP)。通过BLDCM的实时仿真,验证了BLDCM双闭环控制方法的正确性,实时仿真结果与理论分析一致性较好,电机转速控制稳态和动态性能较好,为BLDCM的控制算法提供研制依据,体现了Matlab/dSPACE仿真平台在控制器算法设计中的优越性。 展开更多

关键词 无刷直流电机(BLDCM) DSPACE 实时仿真 ControlDesk

在线阅读 下载PDF 职称材料

缩进长度对同轴离心式喷嘴燃烧稳定性的影响 被引量：1

12

作者 杨尚荣 吴林龙 +2 位作者 李娜 王勇 杨宝娥 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第7期135-143,共9页

针对缩进长度对气体中心液体离心式同轴(GCLSC)喷嘴(简称同轴离心式喷嘴)燃烧稳定性的影响,开展富氧气/煤油同轴离心式单喷嘴燃烧稳定性实验研究。通过改变燃料和氧化剂喷射速度,获得了三种缩进长度喷嘴(8,10,12 mm)的稳定性图或稳定性... 针对缩进长度对气体中心液体离心式同轴(GCLSC)喷嘴(简称同轴离心式喷嘴)燃烧稳定性的影响,开展富氧气/煤油同轴离心式单喷嘴燃烧稳定性实验研究。通过改变燃料和氧化剂喷射速度,获得了三种缩进长度喷嘴(8,10,12 mm)的稳定性图或稳定性边界。利用高速相机拍摄了火焰的CH*自发光图像,通过动力学模态分解(DMD)方法分析了燃烧流场的空间结构。研究发现:当氧化剂速度足够高时,三种缩进长度喷嘴均出现了不稳定燃烧。燃料速度≤11 m/s时,滞后区域较窄或不存在,燃料速度>11 m/s,滞后区域变宽。10 mm缩进长度喷嘴的稳定性边界最大,滞后边界在燃料速度≤11 m/s时最大。相比稳定燃烧状态火焰长度,发生不稳定后,火焰长度显著缩短,且在横向扩展。三种缩进长度喷嘴在稳定和不稳定燃烧状态下,CH*自发光均紧贴喷嘴出口,说明燃烧在缩进室内部便已开始。一阶切向不稳定对应的DMD模态应为流向涡和角向涡耦合产生的螺旋形不稳定涡结构。 展开更多

关键词 同轴离心式喷嘴 缩进长度 燃烧稳定性 动力学模态分解 螺旋形涡

在线阅读 下载PDF 职称材料

同轴离心式喷嘴火焰结构的转变和迟滞

13

作者 杨尚荣 李娜 +3 位作者 吴林龙 王勇 杨宝娥 连俊凯 《燃烧科学与技术》 CAS CSCD 北大核心 2024年第3期255-264,共10页

针对气体中心液体离心式同轴(GCLSC)喷嘴(简称为同轴离心式喷嘴)的燃烧动力学特性,开展富氧气/煤油蒸气同轴离心式单喷嘴实验研究.通过改变氧化剂喷射速度,分别获得了稳定和自发激励条件下的火焰结构、相互转变和迟滞过程.利用高速相机... 针对气体中心液体离心式同轴(GCLSC)喷嘴(简称为同轴离心式喷嘴)的燃烧动力学特性,开展富氧气/煤油蒸气同轴离心式单喷嘴实验研究.通过改变氧化剂喷射速度,分别获得了稳定和自发激励条件下的火焰结构、相互转变和迟滞过程.利用高速相机拍摄了火焰的CH^(*)自发光图像,通过离散傅里叶变换(DFT)和动力学模态分解(DMD)方法分析了燃烧流场的空间结构.研究发现:稳定燃烧时,火焰长度较长,CH^(*)自发光紧贴喷嘴出口,火焰结构受反应混合层流动不稳定控制.迟滞区域内,火焰出现抬升,CH^(*)自发光强度沿流向存在两个峰值,主导的不稳定频率较高.不稳定燃烧时,火焰长度显著缩短,且在横向扩展,沿喷嘴周向有部分火焰紧贴喷嘴出口.3种燃烧状态下,DFT和DMD方法得到的空间模态均很相近.发现了螺旋形结构的低频火焰模态,某些工况下会发生对流形式的燃烧不稳定.一阶切向不稳定的火焰模态表现为速度耦合产生的螺旋形不稳定涡结构,二阶切向不稳定的火焰模态表现为压力耦合产生的对称涡结构. 展开更多

关键词 同轴离心式喷嘴 燃烧稳定性 火焰结构 迟滞 模态分解

在线阅读 下载PDF 职称材料

长旋流腔敞口型离心喷嘴注气雾化特性试验

14

作者 彭乐钦 吴慧博 +2 位作者 徐天罡 杨岸龙 杨宝娥 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第3期28-41,共14页

以水和煤油模拟液作为液体工质,氮气和氦气作为注入气体,采用可视化试验技术和激光多普勒测速仪试验研究了不同气体流量作用下的长旋流腔敞口型离心喷嘴的雾化特性,包括喷注液膜破碎形态、气液两相混合建压与雾化粒径。研究结果表明:随... 以水和煤油模拟液作为液体工质,氮气和氦气作为注入气体,采用可视化试验技术和激光多普勒测速仪试验研究了不同气体流量作用下的长旋流腔敞口型离心喷嘴的雾化特性,包括喷注液膜破碎形态、气液两相混合建压与雾化粒径。研究结果表明:随着气液质量流量比升高,破碎模式逐步由轮缘型破碎、多孔型破碎过渡到爆裂型破碎。雾化过程中在喷嘴出口处伴随间歇性的中心气流冲击,冲击长度随气体流量升高而增大,但冲击频率随气体流量呈非线性变化,在气体流量较高或较低时的冲击频率反而升高。注气显著提高了喷注压降和雾化均匀性,相同气体流量的条件下,氦气相较于氮气具有更快的建压速度和更高的建压值,但氦气作用下的两相混合建压时混合室内的压力波动更为剧烈;氦气吹除的雾化粒径普遍小于氮气,但过高的氦气注气流量易引起气流冲击,引起冲击间隔时间内的雾化分布不均。 展开更多

关键词 离心喷嘴 长旋流腔 注气雾化 破碎模式 气液两相建压 雾化粒径

在线阅读 下载PDF 职称材料

核热火箭发动机技术发展态势分析与启示

15

作者 彭乐钦 杨宝娥 +4 位作者 马元 高玉闪 杨岸龙 徐天罡 吴慧博 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第4期14-30,共17页

为解决航天任务中太阳能利用困难和化学能能力瓶颈的问题,发展空间核动力势在必行。核热火箭发动机具有运行能量转换效率高、推力调节范围广、比冲大、长驻留、启动快、可多次启停等优点,近年来再次成为国内外研究热点。通过回顾美俄在... 为解决航天任务中太阳能利用困难和化学能能力瓶颈的问题,发展空间核动力势在必行。核热火箭发动机具有运行能量转换效率高、推力调节范围广、比冲大、长驻留、启动快、可多次启停等优点,近年来再次成为国内外研究热点。通过回顾美俄在核热火箭发动机技术上的发展历程,梳理涉及的反应堆、发动机、推进剂管理、地面试验、系统仿真与核安全等相关的关键技术,总结美俄核热火箭发动机发展的启示,为未来空间核热火箭发动机的规划论证与技术研发提出发展建议。 展开更多

关键词 固体堆芯 核热火箭 发动机 反应堆 地面试验 系统仿真

在线阅读 下载PDF 职称材料

俄罗斯煤油与RP-1煤油对比试验研究 被引量：1

16

作者 杨宝娥 梁克明 《火箭推进》 CAS 1996年第5期22-31,共10页

美国政府与工业界都在想方设法降低航天活动的成本,改善其可操作性,提高现有的及新的运载火箭性能,他们对俄罗斯先进的推进技术作了认真考察。本文记叙了俄罗斯煤油与美国 RP-1煤油的对比评估过程,以支持将俄罗斯推进技术纳入美国太空... 美国政府与工业界都在想方设法降低航天活动的成本,改善其可操作性,提高现有的及新的运载火箭性能,他们对俄罗斯先进的推进技术作了认真考察。本文记叙了俄罗斯煤油与美国 RP-1煤油的对比评估过程,以支持将俄罗斯推进技术纳入美国太空计划的工作。为了更好地了解两种燃料的差异,比较沿两条途径进行。首先,应用实验分析的方法弄清两种燃料化学和物理特性及其理论性能的差异;其次,使用一种新的低成本方法进行热试车,得到两种燃料的性能数据及发动机的工作参数。数据分析表明,两种燃料间存在以下三个主要差异:俄罗斯煤油的密度比 RP-1的高3%;硫含量低21%;俄罗斯煤油通过冷却套时的温升要低一些。两者的特征速度 C 没有明显差异。这一研究得到的数据主要有两个用途,首先,初步判明在美国航天器上使用俄煤油的优劣之处;其次还可以估计俄制发动机使用 RP-1的效果。 展开更多

关键词 煤油 火箭发动机推进剂

在线阅读 下载PDF 职称材料

无毒推进剂在先进运载火箭中的应用

17

作者 杨宝娥 《火箭推进》 CAS 2002年第4期48-57,共10页

近年来对于运载火箭用无毒推进剂的研究表明这些推进剂具有满足市场对性能和成本双重要求的潜力,可以预期的主要优势在首先可以降低管理成本,其次可以简化安全预警措施。为了寻找最好的无毒推进剂,德国航天基础研究部进行了一系列系统... 近年来对于运载火箭用无毒推进剂的研究表明这些推进剂具有满足市场对性能和成本双重要求的潜力,可以预期的主要优势在首先可以降低管理成本,其次可以简化安全预警措施。为了寻找最好的无毒推进剂,德国航天基础研究部进行了一系列系统的研究。针对这些推进剂在离解和结焦方面的局限性,对其推力室冷却性能进行了预估,并对多个较好的推进系统方案进行了研究。目前看来无毒推进剂主要可应用于一次使用的液体助推器、以及可重复使用的返回式助推器。对于各种不同的无毒推进剂和发动机系统方案组合进行了相应的助推器概念研究,并对其尺寸和性能进行了比较。 展开更多

关键词 无毒推进剂 液体助推器 发动机系统方案

在线阅读 下载PDF 职称材料

变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述 被引量：8

18

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

在线阅读 下载PDF 职称材料

液氧/液甲烷双离心式喷嘴富氧低频燃烧不稳定性研究 被引量：5

19

作者 于涵 严宇 +1 位作者 杨宝娥 张锋 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第12期207-214,共8页

为了研究液氧/液甲烷双离心式喷嘴在富氧条件下的低频燃烧不稳定性,在模型燃烧室中开展了喷嘴相对缩进长度为1.5,2.0和2.7的高压燃烧实验和数值模拟研究,描述了低频燃烧不稳定现象,获得了振荡频率特性和喷嘴缩进长度对振荡频率的影响规... 为了研究液氧/液甲烷双离心式喷嘴在富氧条件下的低频燃烧不稳定性,在模型燃烧室中开展了喷嘴相对缩进长度为1.5,2.0和2.7的高压燃烧实验和数值模拟研究,描述了低频燃烧不稳定现象,获得了振荡频率特性和喷嘴缩进长度对振荡频率的影响规律。结果表明:燃烧室压力在起动过程中从稳定转为不稳定,压力振荡经历振幅增长阶段后,达到极限环振幅阶段,最终表现为燃烧室和供应路的耦合共振。燃烧室低频振荡频率主要受到熵波传播的影响,基于数值模拟方法获得了燃烧状态下甲烷质量分数空间分布特征,再根据熵波对流模型预测了室压振荡频率,预测频率和实测频率的趋势一致,误差范围是7.4%~9.8%。随着相对缩进长度的增加,甲烷消耗完全所需时间缩短,燃烧室熵波频率增大,因此燃烧室振荡频率也随之增大。 展开更多

关键词 富氧燃烧 双离心喷嘴 缩进长度 熵波 低频燃烧不稳定性

在线阅读 下载PDF 职称材料

气液针栓喷注器在节流水平下的雾化角模型分析 被引量：5

20

作者 张波涛 李平 杨宝娥 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第2期249-258,共10页

为了实现气液针栓喷注器在节流水平下雾化角的准确预测,首先基于控制体分析从动量守恒出发建立了中心推进剂偏转角理论模型,在获得中心推进剂偏转角的基础上建立了雾化角理论模型,并通过试验结果引入变形因子C,最后根据试验结果和数值... 为了实现气液针栓喷注器在节流水平下雾化角的准确预测,首先基于控制体分析从动量守恒出发建立了中心推进剂偏转角理论模型,在获得中心推进剂偏转角的基础上建立了雾化角理论模型,并通过试验结果引入变形因子C,最后根据试验结果和数值模拟结果验证了两个模型的准确性。结果表明:中心推进剂偏转角主要受节流水平影响,雾化角主要受动量比和中心推进剂偏转角影响;液束与气膜撞击后变形使液束有效动量小于初始动量,根据试验结果得到变形因子C=0.8,中心推进剂偏转角理论模型和雾化角理论模型的预测值均与试验及数值模拟结果吻合很好,模型可为气液针栓喷注器的理论研究和工程设计提供参考。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 气液针栓喷注器 中心推进剂偏转角 雾化角 动量比

在线阅读 下载PDF 职称材料