高空模拟试车台超声速引射器数值研究 被引量：23

1

作者 徐万武 谭建国 王振国 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第2期71-74,共4页

利用火箭发动机自身的超声速喷流作为引射气流的超声速引射器系统,在上面级火箭发动机高空试车台的研制中有着重要的应用价值,文中采用数值方法模拟求解了火箭发动机超声速引射器流场,比较了直管超声速引射器和有第二喉道的超声速引射... 利用火箭发动机自身的超声速喷流作为引射气流的超声速引射器系统,在上面级火箭发动机高空试车台的研制中有着重要的应用价值,文中采用数值方法模拟求解了火箭发动机超声速引射器流场,比较了直管超声速引射器和有第二喉道的超声速引射器的性能、探讨了超声速引射器设计的影响因素。计算结果与实验结果符合较好,这表明该数值方法是研究超声速引射器的一种重要研究手段。 展开更多

关键词 高空模拟试车台 火箭发动机 超声速喷流 引射器 数值研究

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高空模拟试车台主被动引射方案数值研究 被引量：9

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作者 陈健 吴继平 +1 位作者 王振国 徐万武 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第1期126-130,共5页

采用二维轴对称雷诺平均方程和Spalart-Allmaras湍流模型,对一大面积比火箭发动机高空模拟试车台在不同引射方案下发动机启动至稳定运行过程中不同室压下的流场结构进行了数值模拟。空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式R... 采用二维轴对称雷诺平均方程和Spalart-Allmaras湍流模型,对一大面积比火箭发动机高空模拟试车台在不同引射方案下发动机启动至稳定运行过程中不同室压下的流场结构进行了数值模拟。空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进。结果表明,采用启动段主动引射、主级段被动引射的方案可满足火箭发动机从启动工况到运行工况的引射要求,但需仔细考察引射器第二喉道收缩比的选择;采用启动段引射器高工况运行、主级段引射器转为低工况运行的全程主动引射,则是综合考虑了系统性能和经济性的较为理想的方案。 展开更多

关键词 火箭发动机 高空模拟试车台 主动引射 被动引射 数值模拟

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高空模拟试车台扩压器两相流数值模拟 被引量：3

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作者 崔立堃 江晓瑞 李卓 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第4期559-563,568,共6页

利用组元输运模型和颗粒轨道模型,对某型号固体火箭发动机高模试车台扩压器内的两相流进行数值计算,分析了扩压器稳定工作时的内流场结构,探讨了燃烧产物中凝相颗粒Al2O3及其粒径大小对流场的影响。计算结果表明,在扩压器中形成了复杂... 利用组元输运模型和颗粒轨道模型,对某型号固体火箭发动机高模试车台扩压器内的两相流进行数值计算,分析了扩压器稳定工作时的内流场结构,探讨了燃烧产物中凝相颗粒Al2O3及其粒径大小对流场的影响。计算结果表明,在扩压器中形成了复杂的激波串,气流通过激波减速增压,为了达到最大的压力恢复,应保证扩压器有一定的长径比;加入粒子后,流场的速度相对降低,颗粒与激波的相互作用在局部改变了激波原有的分布,粒子集中的区域燃气流速较低、温度较高;不同粒径的Al2O3粒子扩散速度不同,分布范围差别较大,造成扩压器内速度、温度、压强的分布有较大区别;扩压器壁面的最高温度基本与粒径大小无关,都在3 200 K左右。 展开更多

关键词 固体火箭发动机 高空模拟试车台 扩压器 两相流 数值模拟

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燃气涡轮发动机模拟试车系统 被引量：1

4

作者 潘宁民 《实验技术与管理》 CAS 2000年第4期69-71,共3页

文章对建立模拟试车系统的用途和必要性进行了讨论。叙述了该系统的结构、特点及其主要功能，预测发展前景。

关键词 模拟试车 稳态建模 试车界面 燃气涡轮发动机

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小冲量推力器深空探测工作性能地面模拟实验研究

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作者 余鹏 邬二龙 +5 位作者 赵婷 陈泓宇 孙迎霞 徐辉 王东 刘锋 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第12期291-300,共10页

对应用于我国宇航领域深空天体探测重大工程的小冲量推力器进行高空模拟热试车研究,考察小冲量推力器稳态及脉冲工作性能和在轨局部高温环境对推力器脉冲性能的影响规律。结果表明,单氧燃互击对-氧燃同向旋流液膜冷却构型的小冲量推力... 对应用于我国宇航领域深空天体探测重大工程的小冲量推力器进行高空模拟热试车研究,考察小冲量推力器稳态及脉冲工作性能和在轨局部高温环境对推力器脉冲性能的影响规律。结果表明,单氧燃互击对-氧燃同向旋流液膜冷却构型的小冲量推力器稳态工作过程可分为四个阶段,旋流液膜行为对发动机推力性能影响较小,但对推力器温度分布有极其重要的影响。4 ms脉宽下推力器实测脉冲冲量为24.7 mN·s,这与国际上同量级先进推力器脉冲性能持平且脉冲重复性良好,1σ脉冲一致性为5%。地面模拟天体高温环境对小冲量推力器脉冲性能影响研究表明,推力器在轨工作脉宽(4 ms及8 ms)下,推进剂温度在25~85℃内变化时其对推力器脉冲冲量的影响极其有限,而当管路局部高温超过入口压力下氧化剂沸点时其脉冲冲量降至额定水平的1/3。推进剂供应温度对小冲量推力器脉冲冲量的影响机制与推力器电磁阀响应时间及温度对推进剂物性的影响规律密切相关。在短脉宽(4 ms及8 ms)下,推力器脉冲冲量受电磁阀响应时间及推进剂初始相态控制;从12 ms脉宽开始脉宽延长为“温度-推进剂物性-脉冲性能”作用链路提供可能。与25℃推进剂工况相比,60℃下脉冲性能小幅下降与推进剂密度下降有关,85℃下脉冲性能下降主要与氧化剂在喷注器内流动过程中发生气化行为有关,105℃下脉冲性能明显下降主要与氧化剂初始相态为气态有关。 展开更多

关键词 小冲量空间推力器 推进剂温度 脉冲特性 脉冲一致性 MMH-NTO 高空模拟热试车

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主动引射高模试车台水喷雾冷却器等效热力系统模型的研究 被引量：2

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作者 王永浩 曲继和 张秀玲 《火箭推进》 CAS 2006年第5期56-59,共4页

水喷雾冷却器在主动引射高空模拟试车台中具有重要作用,其出口处温度的有效控制是保障试车正常运行的关键。针对某型号火箭发动机常压试验的喷雾冷却器,建立了等效热力系统模型,并在Simulink平台上建立了相应的动态仿真模型,计算结果与... 水喷雾冷却器在主动引射高空模拟试车台中具有重要作用,其出口处温度的有效控制是保障试车正常运行的关键。针对某型号火箭发动机常压试验的喷雾冷却器,建立了等效热力系统模型,并在Simulink平台上建立了相应的动态仿真模型,计算结果与试车测试结果对比证明所建等效热力系统模型正确,从而为实现其出口处温度的有效控制提供依据。 展开更多

关键词 主动引射高空模拟试车台 水喷雾冷却器 火箭发动机 等效热力系统 SIMULINK仿真

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篦齿封严结构对高空台动静架连接密封特性影响的数值仿真

7

作者 侯鑫正 张兴源 +3 位作者 田金虎 张文亮 闵浩 艾延廷 《航空发动机》 北大核心 2024年第5期133-138,共6页

航空发动机高空模拟试车台动静架连接采用传统的篦齿密封结构,在试验中存在气体泄漏量大及流量管结冰现象。为了提高高空模拟试验的准确性与安全性,针对新型篦齿密封结构,基于理论分析与数值仿真方法开展了动静架连接处篦齿封严机理研究... 航空发动机高空模拟试车台动静架连接采用传统的篦齿密封结构,在试验中存在气体泄漏量大及流量管结冰现象。为了提高高空模拟试验的准确性与安全性,针对新型篦齿密封结构,基于理论分析与数值仿真方法开展了动静架连接处篦齿封严机理研究,获得了密封间隙、齿腔深宽比以及篦齿齿数等结构参数对新型篦齿密封结构封严特性的影响规律。结果表明:随着篦齿密封间隙减小,改变控制口压比,泄漏量变化趋势较缓慢;齿腔深宽比基本不影响主流入口泄漏量的变化趋势;随着篦齿齿数的增加,泄漏量减小。为高空台动静架篦齿密封结构设计和泄漏量分析提供了理论依据。 展开更多

关键词 高空模拟试车台 篦齿封严 结构参数 泄漏量 封严特性 航空发动机

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多喷嘴超声速引射器启动性能试验 被引量：10

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作者 吴继平 陈健 王振国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第2期174-178,186,共6页

建立了多喷嘴超声速引射器试车台,采用燃气作为一次流驱动工质对多种多喷嘴构型引射器的启动性能进行了试验研究。试验结果表明:相对于环型引射和中心引射,具有较高一次流马赫数的多喷嘴引射在增强混合的同时引入了额外的压力损失,其启... 建立了多喷嘴超声速引射器试车台,采用燃气作为一次流驱动工质对多种多喷嘴构型引射器的启动性能进行了试验研究。试验结果表明:相对于环型引射和中心引射,具有较高一次流马赫数的多喷嘴引射在增强混合的同时引入了额外的压力损失,其启动所需要的第二喉道面积更大、最小启动压力更高;引射喷嘴个数越多、管道马赫数越高、引射喷嘴出口马赫数越高,则所需启动压力越高;引射喷嘴出口马赫数越高,所获得的盲腔压力越低;二次流的"助推"作用可以在一定程度上改善引射器的启动性能。 展开更多

关键词 排气系统 多喷嘴引射器 启动 性能 第二喉道 盲腔压力 高空模拟试车台

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二维超声速空气引射器启动特性试验研究 被引量：5

9

作者 陈健 吴继平 +1 位作者 吕辉强 王振国 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期7-11,共5页

超声速引射器是高空模拟试车台的重要组件,在发动机启动前利用引射器对试验舱预抽真空,可避免发动机启动初始时刻燃气漏入试验舱造成燃气在发动机中分离,对获取发动机在高空环境下的完整推力特性具有重要意义。而该工况下超声速引射器... 超声速引射器是高空模拟试车台的重要组件,在发动机启动前利用引射器对试验舱预抽真空,可避免发动机启动初始时刻燃气漏入试验舱造成燃气在发动机中分离,对获取发动机在高空环境下的完整推力特性具有重要意义。而该工况下超声速引射器的启动过程是引射器工作过程中最为恶劣的工况,设计不合理的引射器会导致启动压力过高甚至不能实现启动。建立了缩比超声速空气引射器试验台对超声速引射器的启动特性进行研究,采用压力测量方法结合纹影技术对超声速引射器处于极限启动压比时的流场进行了描述,研究结果表明混合室收缩比越小,引射器极限启动压比越低。同时给出了定位超声速引射器不启动原因的判据:当引射器不启动是由引射总压不足引起时,盲腔压力在引射总压提高时降低,并在临界启动状态下达到最小值;而由混合室收缩比过小导致的引射器不启动在引射总压提高时盲腔压力单调上升。 展开更多

关键词 超声速引射器 启动特性 高空模拟试车台 混合室收缩比

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多喷嘴超声速引射器压力匹配性能试验研究 被引量：3

10

作者 吴继平 陈健 王振国 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第5期5-9,共5页

建立了多喷嘴超声速引射器试验台,采用燃气作为一、二次流驱动工质对多喷嘴超声速引射器进行了试验研究,重点考察了引射器的压力匹配问题。试验结果表明:一次流总压越低,引射喷嘴出口压力越低,与二次流压力匹配越容易;二次流总压越低,... 建立了多喷嘴超声速引射器试验台,采用燃气作为一、二次流驱动工质对多喷嘴超声速引射器进行了试验研究,重点考察了引射器的压力匹配问题。试验结果表明:一次流总压越低,引射喷嘴出口压力越低,与二次流压力匹配越容易;二次流总压越低,保持压力匹配对引射器的要求越高;二次流总温对压力匹配基本无影响。 展开更多

关键词 超声速引射器 超声速扩压器 压力匹配 高空模拟试车台

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启动过程对大膨胀比喷管外压失稳的影响研究 被引量：2

11

作者 杨建文 刘计武 +2 位作者 石晓波 周立新 杨宝庆 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第6期1182-1188,共7页

针对上面级发动机大膨胀比喷管高模试车时发生的外压失稳现象,进行了高模试车时的稳定工作和启动过程数值仿真和实验研究。结果表明:对于室压4.5MPa,环境压力87k Pa,喷管面积比70的上面级发动机,稳定工作时,喷管承受的是内压载荷,不会... 针对上面级发动机大膨胀比喷管高模试车时发生的外压失稳现象,进行了高模试车时的稳定工作和启动过程数值仿真和实验研究。结果表明:对于室压4.5MPa,环境压力87k Pa,喷管面积比70的上面级发动机,稳定工作时,喷管承受的是内压载荷,不会发生外压失稳;不预抽真空启动时,喷管内的流场建立过程所需的时间很短约0.4s,而试验舱的压力只能依靠发动机的引射而降低,从0.4s开始喷管承受较大的外压载荷,直至10s左右试验舱的压力低于喷管内壁压力,在较长时间内喷管一直承受外压载荷,很容易发生外压失稳;预抽真空启动时喷管在0.14s到0.42s时间段承受外压载荷,且只在0.14s到0.25s内承受的外压载荷较大,喷管承受外压载荷的时间很短,不会发生外压失稳;启动前抽真空是避免喷管发生外压失稳的一种有效手段。 展开更多

关键词 大膨胀比喷管 高空模拟试车台 启动过程 外压失稳

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