-
题名液氢/液氧全流量补燃循环发动机启动特性分析
- 1
-
-
作者
安山
俞南嘉
张源俊
周闯
何浩东
郑力豪
-
机构
北京航空航天大学宇航学院
北京航空航天大学航空发动机研究院
北京宇航系统工程研究所
-
出处
《火箭推进》
北大核心
2025年第4期48-60,共13页
-
文摘
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。
-
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
-
Keywords
full-flow staged combustion cycle engine
hydrogen oxygen engine
system simulation model
starting process
dynamic characteristics
-
分类号
V434
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名氢氧全流量补燃循环发动机富燃预燃室试验
被引量：4
- 2
-
-
作者
金平
俞南嘉
邬志岐
张国舟
蔡国飙
-
机构
北京航空航天大学宇航学院
-
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2008年第3期273-277,共5页
-
文摘
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。
-
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
-
Keywords
Full flow staged combustion cycle engine ^＋
Precombustion chamber
Injector layout
Test
-
分类号
V434.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名下一代可重复使用飞行器发动机
- 3
-
-
作者
张敏贵
-
出处
《火箭推进》
CAS
1997年第2期37-43,共7页
-
文摘
下一代可重复使用飞行器的最新方案集中在单级入轨系统上。在设计满足飞行器性能要求的发动机时,就对推进系统提出了很有意义的挑战。同时要求有效寿命周期费用比现有的运载器低。空军菲利浦试验室的推进管理局正在对可用于下一代发动机的技术进行攻关。这些技术包括:全流量发动机循环,LOX 和 H_2涡轮泵的流体静力学轴承、线性气动塞式喷管技术以及太阳能推进、化学推进和电推进的上面级发动机技术。这些技术不仅可用于可重复使用的飞行器上,而且还用于一次性使用的飞行器上。
-
关键词
可重复使用飞行器
单级入轨
全流量发动机循环
-
分类号
V43
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名全流量补燃循环气气燃烧相似性缩尺试验研究
被引量：7
- 4
-
-
作者
高玉闪
刘小勇
金平
-
机构
西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室
北京航空航天大学宇航学院
-
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2019年第7期1554-1559,共6页
-
基金
国家高技术资助项目
-
文摘
为指导全流量补燃循环发动机推力室全尺寸气气喷注器设计,采用气氢/气氧推进剂,在带可视化窗口的燃烧室中开展了气气燃烧流场相似性缩尺试验研究。采用高速摄影仪获得了不同流量工况下,同轴剪切喷嘴稳定燃烧和不稳定燃烧两种状态下近喷嘴区域的燃烧火焰结构,并分析了不稳定燃烧的频率特性。结果表明:在保持推进剂种类、推进剂混合比、推进剂温度、燃烧室及喷嘴结构尺寸不变的情况下,随着喷嘴流量的逐步增大,稳定燃烧和不稳定燃烧的喷嘴出口火焰结构均有一定的相似性,且不稳定燃烧的频率相同。
-
关键词
全流量补燃循环发动机
喷注器
气气燃烧
相似性
缩尺
-
Keywords
Full flow stage combustion cycle engine
Injector
Gas-gas combustion
Similarity
Reduced-scale
-
分类号
V235.113
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名富氧预燃室初步试验研究
被引量：6
- 5
-
-
作者
俞南嘉
蔡国飙
张国舟
金平
汪小卫
李茂
-
机构
北京航空航天大学宇航学院
-
出处
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2006年第5期834-838,共5页
-
文摘
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。
-
关键词
全流量补燃循环发动机
富氧预燃室
点火
-
Keywords
Full-flow staged combustion cycle engine
Oxidizer-rich preburner
Ignition
-
分类号
V431
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
