氢氧全流量补燃循环发动机富燃预燃室试验 被引量：4

1

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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全流量补燃循环发动机及其特点 被引量：8

2

作者 金平 蔡国飙 《火箭推进》 CAS 2003年第4期43-47,共5页

基于分级燃烧循环的全流量补燃循环发动机,由于结构更简单、性能更好、可靠性更高,成为液体火箭发动机的重要发展方向。本文结合RS-2100,介绍了全流量补燃循环发动机系统的基本工作原理,并总结了全流量补燃循环发动机的优点,最后在RS-2... 基于分级燃烧循环的全流量补燃循环发动机,由于结构更简单、性能更好、可靠性更高,成为液体火箭发动机的重要发展方向。本文结合RS-2100,介绍了全流量补燃循环发动机系统的基本工作原理,并总结了全流量补燃循环发动机的优点,最后在RS-2100给出的初始参数基础上进行了富燃预燃室和富氧预燃室的热力计算,得到的结果与试验结果基本吻合,为进一步研究提供了参考。 展开更多

关键词 全流量补燃循环 系统方案 预燃室 热力计算

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全流量补燃循环发动机流量调节器起调过程仿真研究 被引量：2

3

作者 刘子岩 苏展 +2 位作者 高玉闪 邢理想 武晓欣 《载人航天》 CSCD 北大核心 2023年第4期478-486,共9页

针对全流量补燃循环液氧甲烷发动机流量调节器起调过程,建立了流量调节器、涡轮泵等发动机组件起动过程数学模型,对发动机起动过程进行了仿真计算,分析了不同的流量调节器特性参数对发动机起动过程的影响。结果表明,起动过程中流量调节... 针对全流量补燃循环液氧甲烷发动机流量调节器起调过程,建立了流量调节器、涡轮泵等发动机组件起动过程数学模型,对发动机起动过程进行了仿真计算,分析了不同的流量调节器特性参数对发动机起动过程的影响。结果表明,起动过程中流量调节器会经历未起调—起调—稳态工作这3个过程,不合适的起动参数会造成流量调节器流量相较于节流窗口开度而超调,引起发动机各系统参数波动,对发动机结构形成压力冲击。通过适当增大流量调节器阻尼孔开度、推迟转初级起始时间可抑制超调现象以及发生器温度峰过高等危险情况,可提高发动机起动品质。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 全流量补燃循环 液氧/甲烷推进剂 起动过程 流量调节器

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液氢/液氧全流量补燃循环发动机启动特性分析

4

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》 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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全流量补燃循环试验发动机启动过程 被引量：9

5

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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全流量补燃循环液氧甲烷发动机系统方案研究 被引量：11

6

作者 王海燕 高玉闪 邢理想 《载人航天》 CSCD 北大核心 2019年第2期236-242,共7页

为了在现有火箭发动机的技术条件下,研制高性能、高可靠性、重复使用的液氧甲烷发动机,采用与液氧煤油和液氧甲烷发动机对比的方法,从推力室冷却难易程度、影响涡轮寿命的燃气温度、发动机运载能力等角度考虑,对全流量补燃循环液氧甲烷... 为了在现有火箭发动机的技术条件下,研制高性能、高可靠性、重复使用的液氧甲烷发动机,采用与液氧煤油和液氧甲烷发动机对比的方法,从推力室冷却难易程度、影响涡轮寿命的燃气温度、发动机运载能力等角度考虑,对全流量补燃循环液氧甲烷发动机的混合比和室压进行了优化选择,发动机在高室压和高混合比下工作性能更优;参考目前液氧煤油和液氧液氢发动机方案,对发动机的部分子系统配置进行了对比,采用泵后高压液体驱动预压涡轮、分段冷却推力室的方案技术风险小,且涡轮燃气温度较低。 展开更多

关键词 全流量补燃循环 液氧甲烷推进剂 火箭发动机 系统配置

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全流量补燃循环液氧/甲烷发动机系统分析 被引量：7

7

作者 王鹏武 《火箭推进》 CAS 2004年第6期15-18,10,共5页

对全流量补燃循环液氧／甲烷发动机系统进行了分析研究。确定了初步的发动机系统方案,对发动机的系统参数、结构质量进行了分析计算。

关键词 液体火箭发动机 补燃循环 液氧/甲烷推进剂 预压涡轮

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补燃循环发动机强迫起动研究 被引量：10

8

作者 杨永强 刘红军 +1 位作者 徐浩海 刘站国 《火箭推进》 CAS 2011年第2期14-18,共5页

某泵压式液体火箭发动机是我国首台采用强迫起动方式的补燃循环发动机。结合发动机特点建立了强迫起动模型,进行了系统级冷调试验,根据试验及仿真结果确定了发动机起动参数及起动程序。针对试车暴露的问题,采取一系列措施解决了起动超... 某泵压式液体火箭发动机是我国首台采用强迫起动方式的补燃循环发动机。结合发动机特点建立了强迫起动模型,进行了系统级冷调试验,根据试验及仿真结果确定了发动机起动参数及起动程序。针对试车暴露的问题,采取一系列措施解决了起动超调、起动爆燃、推力室点火冲击大及喷注器起动变形等问题。研究结果在发动机试车中得到验证。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 补燃循环 强迫起动 仿真分析 试车验证

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补燃循环液体火箭发动机大范围工况调节方案研究 被引量：9

9

作者 段小龙 刘站国 +2 位作者 王拴虎 徐浩海 董锡鉴 《火箭推进》 CAS 2004年第3期1-6,共6页

结合液氧/煤油补燃循环发动机的结构和工作特点,重点探讨了推力室燃料主路节流、涡轮分流以及变发生器混合比等推力调节方案在发动机上的应用,确定了在发生器燃料路设置流量调节器改变发生器混合比,实现发动机推力在50%～110%范围内调... 结合液氧/煤油补燃循环发动机的结构和工作特点,重点探讨了推力室燃料主路节流、涡轮分流以及变发生器混合比等推力调节方案在发动机上的应用,确定了在发生器燃料路设置流量调节器改变发生器混合比,实现发动机推力在50%～110%范围内调节的方案,分析了推力调节速率对发动机工作过程的影响及主要组件的适应性。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 补燃循环 工况调节

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补燃循环发动机推力调节过程建模与仿真研究 被引量：17

10

作者 陈宏玉 刘红军 《火箭推进》 CAS 2014年第1期18-24,共7页

以补燃循环液氧煤油发动机为研究对象,对其推力调节特性进行了研究。建立了描述补燃循环发动机瞬变过程的数学模型,提出了求解供应系统管路内液体瞬变流控制方程的Chebyshev伪谱方法,应用该模型对补燃循环液氧煤油发动机的推力调节特性... 以补燃循环液氧煤油发动机为研究对象,对其推力调节特性进行了研究。建立了描述补燃循环发动机瞬变过程的数学模型,提出了求解供应系统管路内液体瞬变流控制方程的Chebyshev伪谱方法,应用该模型对补燃循环液氧煤油发动机的推力调节特性进行了仿真计算,并将计算结果与试验数据进行了对比分析,验证了模型和算法的合理性。研究结果表明:对于所研究的补燃循环发动机系统而言,通过调节发生器中较少组元的流量,改变涡轮泵的功率,可很好地实现调节推力的目的,且该推力调节系统具有良好的动态调节品质和很强的抗干扰性。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 补燃循环 推力调节 数值仿真 Chebyshev伪谱方法

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补燃循环发动机推进剂利用系统研究 被引量：5

11

作者 张小平 丁丰年 +1 位作者 刘站国 王拴虎 《火箭推进》 CAS 2005年第2期7-11,共5页

采用推进剂利用系统可以提高运载火箭的发射能力。以液氧/煤油富氧预燃室补燃循环发动机为例,提出的混合比调节系统方案为:在推力室燃料主路设置全流量的混合比调节器,由步进电机驱动,可以实现混合比连续调节。与我国现有的液体火箭发... 采用推进剂利用系统可以提高运载火箭的发射能力。以液氧/煤油富氧预燃室补燃循环发动机为例,提出的混合比调节系统方案为:在推力室燃料主路设置全流量的混合比调节器,由步进电机驱动,可以实现混合比连续调节。与我国现有的液体火箭发动机相比,这种调节方式可以实现全流量调节,调节范围大。同时,混合比调节时对推力、比冲和涡轮泵转速等参数的影响很小,对发动机系统和组件的影响也较小。发动机混合比调节范围可以达到±10%,调节速率为每秒2%以上。 展开更多

关键词 补燃循环 推进剂 系统研究 液体火箭发动机 步进电机驱动 调节范围 混合比 发动机系统 发射能力 运载火箭 利用系统 系统方案 连续调节 流量调节 调节方式 调节速率 预燃室 调节器 推力室 等参数 涡轮泵 比冲

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补燃循环发动机起动过程涡轮功率控制 被引量：11

12

作者 徐浩海 刘站国 《火箭推进》 CAS 2006年第4期10-14,共5页

分析了采用富氧燃气发生器的补燃循环发动机起动过程中涡轮功率的控制方法,指出起动过程中涡轮功率的主要控制参数为发生器温度和涡轮压比。起动过程中发生器温度的控制依靠选择合适的流量调节器起动流量、转级时间和转级速率来实现。... 分析了采用富氧燃气发生器的补燃循环发动机起动过程中涡轮功率的控制方法,指出起动过程中涡轮功率的主要控制参数为发生器温度和涡轮压比。起动过程中发生器温度的控制依靠选择合适的流量调节器起动流量、转级时间和转级速率来实现。起动过程中涡轮压比的控制需要控制推力室的建压时间和建压幅度,这需要选择合适的推力室燃料主阀打开时间、燃料节流阀转大流量的时间。通过数值仿真,分析了上述控制方法对发动机起动过程的影响机理。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 补燃循环 起动 功率控制

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富氧补燃循环液氧煤油发动机深度推力调节方案对比分析 被引量：5

13

作者 王海燕 邢理想 +1 位作者 高玉闪 陈文 《载人航天》 CSCD 北大核心 2019年第3期389-396,共8页

针对富氧补燃循环液氧煤油发动机目前推力调节范围窄的问题,以某型富氧补燃循环液氧煤油发动机为原型,建立了发动机非线性静态数学模型,利用Matlab计算分析了5种推力调节方案,其中调节推力室供应路流量的方案不可行;调节燃气发生器燃料... 针对富氧补燃循环液氧煤油发动机目前推力调节范围窄的问题,以某型富氧补燃循环液氧煤油发动机为原型,建立了发动机非线性静态数学模型,利用Matlab计算分析了5种推力调节方案,其中调节推力室供应路流量的方案不可行;调节燃气发生器燃料路流量会引起燃气发生器混合比严重偏离稳定工作点;联合调节燃气发生器燃料路和氧路流量使得系统复杂;调节涡轮燃气流量可获得较宽推力调节范围,未来将针对该调节方案开展技术研究。 展开更多

关键词 富氧补燃循环 液氧煤油发动机 推力深度调节特性 涡轮燃气分流

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补燃循环发动机推力调节研究 被引量：8

14

作者 张小平 《火箭推进》 CAS 2008年第4期1-5,共5页

推力调节是提高液体火箭发动机适应性和运载火箭性能的有效措施。研究认为补燃循环发动机最佳的推力调节方案是调节预燃室中较少组元的流量,通过控制预燃室的温度,改变涡轮泵的功率,最终达到调节推力的目的。由于补燃循环发动机推力调节... 推力调节是提高液体火箭发动机适应性和运载火箭性能的有效措施。研究认为补燃循环发动机最佳的推力调节方案是调节预燃室中较少组元的流量,通过控制预燃室的温度,改变涡轮泵的功率,最终达到调节推力的目的。由于补燃循环发动机推力调节时,对预燃室温度的影响较大,推力向上调节幅度不宜过大,但可进行较大幅度的向下调节。上述推力调节方案对发动机比冲的影响很小,可以忽略不计;对发动机混合比的影响也较小,只需在大范围推力调节时考虑;推力调节速率不宜过快,应小于20%/s。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 补燃循环 推力调节

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补燃循环过氧化氢/煤油发动机性能敏感性分析 被引量：2

15

作者 李强 王菊金 《火箭推进》 CAS 2013年第5期35-40,共6页

针对补燃循环过氧化氢/煤油发动机性能的敏感性,采用敏感性分析方法对影响发动机性能的内外因素进行分析和评估,得到了发动机推力和混合比对不同影响因素的敏感性。研究结果表明,预燃室汽蚀管和涡轮喷嘴有效流通面积、涡轮效率和过氧化... 针对补燃循环过氧化氢/煤油发动机性能的敏感性,采用敏感性分析方法对影响发动机性能的内外因素进行分析和评估,得到了发动机推力和混合比对不同影响因素的敏感性。研究结果表明,预燃室汽蚀管和涡轮喷嘴有效流通面积、涡轮效率和过氧化氢泵效率对发动机推力影响最大,煤油汽蚀管和过氧化氢主汽蚀管有效流通面积、煤油泵扬程和过氧化氢泵扬程对混合比影响最大。对发动机性能影响较大的因素,在工程实践中应当给予重点关注。 展开更多

关键词 补燃循环 过氧化氢发动机 敏感性

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补燃循环液体火箭发动机起动过程的时序分析

16

作者 王新建 黄敏超 《火箭推进》 CAS 2000年第5期1-5,共5页

在大量试验数据的基础上,经过理论分析并结合国外专家的仿真经验,确定了新一代高性能补燃循环发动机的阀门参数和起动时序。虽然只是理论分析;但结合了试验数据,在一定程度上真实反映了发动机的动态过程,所得出的结论与事实非常相似。

关键词 新一代高性能补燃循环发动机 时序分析 起动过程

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220 tf补燃循环氢氧发动机研制进展 被引量：5

17

作者 孙纪国 郑孟伟 +1 位作者 龚杰峰 陶瑞峰 《火箭推进》 CAS 2022年第2期11-20,共10页

220 tf补燃循环氢氧发动机设计用于重型运载火箭。通过多方案对比论证,优化确定了发动机采用单富氢预燃室并联驱动氢氧主涡轮泵、推力室与喷管串联冷却的系统方案。梳理了强耦合系统控制、高压大流量燃烧装置、高效大功率涡轮泵等多项... 220 tf补燃循环氢氧发动机设计用于重型运载火箭。通过多方案对比论证,优化确定了发动机采用单富氢预燃室并联驱动氢氧主涡轮泵、推力室与喷管串联冷却的系统方案。梳理了强耦合系统控制、高压大流量燃烧装置、高效大功率涡轮泵等多项核心关键技术。开展了从缩尺到全尺、从组件到分系统的大量攻关试验研究,并最终成功实现了发动机半系统试验。试验结果初步验证了发动机系统方案的正确性和核心分系统的工作协调性,初步获得了主要组件的性能特性,为后续发动机工程研制奠定了重要基础。发动机设计真空比冲453 s,具备60~100推力调节和多次点火、故障诊断等先进功能,将在航天运输领域具有广泛用途。 展开更多

关键词 220 tf 补燃循环氢氧发动机 单富氢预燃室 并联涡轮泵 半系统试验

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补燃循环发动机燃气发生器工作效率的研究方法 被引量：1

18

作者 李小平 刘站国 葛李虎 《火箭推进》 CAS 2002年第6期1-4,共4页

本文根据某型号发动机热试采集的数据,通过建立燃气发生器和涡轮静子工作时的控制方程,计算了该发动机在稳定工作段燃气发生器的室压、混合比、燃气温度等性能参数的变化规律,在考虑了推进剂温升的情况下,计算了在稳定工作时燃气发生器... 本文根据某型号发动机热试采集的数据,通过建立燃气发生器和涡轮静子工作时的控制方程,计算了该发动机在稳定工作段燃气发生器的室压、混合比、燃气温度等性能参数的变化规律,在考虑了推进剂温升的情况下,计算了在稳定工作时燃气发生器的工作效率。本文的计算方法对补燃循环发动机燃气发生器的性能分析和深入研究具有一定的参考价值。 展开更多

关键词 补燃循环发动机 燃气发生器 数学建模 工作效率

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补燃发动机完全自身起动过程富氧燃气温度控制 被引量：4

19

作者 管杰 刘上 刘志让 《火箭推进》 CAS 2020年第3期33-40,共8页

为了防止富氧补燃循环发动机在完全自身起动过程中出现烧蚀情况,需要研究降低发生器富氧燃气温度峰值的方法。利用成熟的发动机组件数学模型,建立了发动机完全自身起动过程动态仿真模型,并通过试验数据验证了仿真模型的合理性。基于计... 为了防止富氧补燃循环发动机在完全自身起动过程中出现烧蚀情况,需要研究降低发生器富氧燃气温度峰值的方法。利用成熟的发动机组件数学模型,建立了发动机完全自身起动过程动态仿真模型,并通过试验数据验证了仿真模型的合理性。基于计算结果,分析了起动过程中发生器富氧燃气温度的变化过程,进一步分析了产生3个温度极大值的原因。通过仿真研究,分析了不同起动参数对富氧燃气温度峰值的影响。结果表明:提高发生器氧化剂流量和减缓发生器燃料流量增速可以降低富氧燃气温度峰值,具体措施有提高氧化剂贮箱压力、减小供应管路长度、提高副路转级阀的作动压力和减小其转级速率。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 补燃循环 完全自身起动 富氧燃气温度

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补燃循环发动机启动特性仿真研究 被引量：19

20

作者 刘红军 张恩昭 董锡鉴 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第3期5-9,共5页

在建立动态数学模型的基础上，对某型高压补燃循环液体火箭发动机启动过程的动态特性进行了计算机仿真，得到发动机推进剂入口压力变化与阀门开关时序变化对发动机启动特性影响的规律。

关键词 液体推进剂 火箭发动机 启动段 补燃循环 仿真

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