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氨燃料部分预裂解对预燃室射流点火氨发动机燃烧及温室气体排放的影响
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作者 高源鑫 冯永明 +1 位作者 王煜淞 朱元清 《内燃机工程》 北大核心 2025年第3期55-68,共14页
基于一种利用废气余热实现部分燃料预裂解的氨发动机系统,建立了氨裂解器仿真模型,以此仿真模型预测的氨转化率为基础对一台预燃室射流点火的大缸径船用气体机进行了数值仿真,研究了燃料裂解比例对预燃室式氨发动机燃烧及其温室气体排... 基于一种利用废气余热实现部分燃料预裂解的氨发动机系统,建立了氨裂解器仿真模型,以此仿真模型预测的氨转化率为基础对一台预燃室射流点火的大缸径船用气体机进行了数值仿真,研究了燃料裂解比例对预燃室式氨发动机燃烧及其温室气体排放的影响,并对发动机性能不佳但裂解器氨转化率稳定的低裂解比例方案辅以富氧措施,探究了富氧条件对氨发动机性能的影响。研究发现,裂解比例和氧气比例的提高均有助于增强燃料混合气的燃烧,在7.5%裂解比例下发动机指示热效率达到48.98%,N_(2)O排放降至0.39 g/(kW·h),而通过将氧气体积比提高至27%(2.5%裂解比例)也可以达到相近的发动机性能。但NO_(x)排放的明显上升可能会限制通过进一步提高裂解比例和氧气比例来获得更好的发动机性能。此外,通过全生命周期温室气体排放估计,在10%裂解比例方案下最多可减少约64.2%的温室气体排放。 展开更多
关键词 发动机 裂解 富氧强化 数值模拟
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缩比液体火箭发动机试车台超声速射流噪声试验研究
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作者 程奥 杨丹奇 +3 位作者 孔凡超 张家仙 金平 蔡国飙 《载人航天》 北大核心 2025年第1期25-33,共9页
为研究液体火箭发动机发射时产生的噪声分布特性,以某液体火箭发动机为原型设计了缩比发动机及配套试验系统,研究发动机室压、喷管扩张比、安装高度及倾斜度对液体火箭发动机喷管产生的超声速射流噪声特性影响。试验结果表明:发动机室... 为研究液体火箭发动机发射时产生的噪声分布特性,以某液体火箭发动机为原型设计了缩比发动机及配套试验系统,研究发动机室压、喷管扩张比、安装高度及倾斜度对液体火箭发动机喷管产生的超声速射流噪声特性影响。试验结果表明:发动机室压越大,噪声声压级越大,但对噪声指向性与噪声峰值频率影响不大;喷管扩张比对噪声声压级和指向性影响不大,但增大扩张比促使噪声峰值频率减小;安装高度与倾斜角对噪声声压级大小影响不大,但降低安装高度、倾斜喷管会导致噪声指向性偏转,以及噪声峰值频率的移动。试验获得了缩比液体火箭发动机喷管超声速射流噪声变化规律,结合缩比准则可以获得真实液体火箭发动机发射时产生的噪声频谱特性。研究可为液体火箭发动机地面试车或发射阶段噪声控制技术提供支持。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 超声速射流噪声 发动机 喷管扩张比 安装条件
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液体火箭发动机层板式预燃室液氧发汗冷却热控制 被引量:10
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作者 刘伟强 陈启智 吴宝元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1998年第5期10-14,共5页
讨论了富氧预燃室液氧发汗冷却的分析计算方法。发汗流对燃气热流的阻隔分析采用Bartle-Leadon修正方法来完成,室壁温度分布和热穿透深度应用结构层板与发汗流存在温差的传热模型获得。讨论了发汗流压降和控制流道长度对... 讨论了富氧预燃室液氧发汗冷却的分析计算方法。发汗流对燃气热流的阻隔分析采用Bartle-Leadon修正方法来完成,室壁温度分布和热穿透深度应用结构层板与发汗流存在温差的传热模型获得。讨论了发汗流压降和控制流道长度对预燃室壁温的控制作用。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 发汗冷却 热控制
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预燃室及喷射阀对双燃料发动机性能的影响 被引量:4
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作者 周洪杰 张明 +3 位作者 席鸿远 周松 任建军 莫杰 《内燃机学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期134-143,共10页
基于三维仿真软件Converge构建了船用低速双燃料发动机仿真模型,并验证了模型的准确性.模拟了不同预燃室通道和天然气喷射阀结构下发动机的工作过程,并分析了不同参数优化燃烧和降低排放的潜力.结果表明:对预燃室通道的研究中,适度增加... 基于三维仿真软件Converge构建了船用低速双燃料发动机仿真模型,并验证了模型的准确性.模拟了不同预燃室通道和天然气喷射阀结构下发动机的工作过程,并分析了不同参数优化燃烧和降低排放的潜力.结果表明:对预燃室通道的研究中,适度增加预燃室通道直径和长度均会促进引燃油着火,加快主燃室燃烧进程,但直径过大会增加NO_(x)排放,长度过长会抑制着火并增大点火能量损失;增加通道角度同样会加速燃烧,但当其与扫气角度一致时,角度越大,NO_(x)排放越高;对天然气喷射阀的研究中,降低阀门位置、增大喷射角度和减小阀门直径均会降低甲烷逃逸量;喷射角度对主燃室涡流比的影响较大,当喷射角度与扫气角度相反时,喷射角度越大,燃烧越快,NO_(x)排放越低;适度减小阀门直径可提高天然气射流速度,进而加速燃烧. 展开更多
关键词 发动机 天然气喷射阀 排放特性
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液体火箭发动机热试车启动中导流锥对燃气管路流动特性影响研究
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作者 周子杨 宫武旗 +3 位作者 陈晖 马冬英 高远皓 苏勇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期54-62,共9页
双推力室液体火箭发动机启动过程中,若出现两支管流量分配不均等现象,极易引起点火失败,造成重大损失。因此,燃气管路分叉处内部流动特性和在分叉处布置导流锥对改善流动特性影响的研究具有重要意义。本文针对某双推力室液体火箭发动机... 双推力室液体火箭发动机启动过程中,若出现两支管流量分配不均等现象,极易引起点火失败,造成重大损失。因此,燃气管路分叉处内部流动特性和在分叉处布置导流锥对改善流动特性影响的研究具有重要意义。本文针对某双推力室液体火箭发动机热试车启动过程中的燃气管路,以试验数据作为边界条件,开展了瞬态流动数值仿真研究。结果表明,火箭发动机热试车启动过程中,燃气管路流动呈现出4个典型阶段,分别为点火前的平稳期、点火后的一次上升期、下降期和二次上升期。在启动过程中,无导流锥时,导流罩进口存在预旋回流区、一侧出口存在滞止回流区,导流罩与燃气支管衔接处内侧存在转弯回流区,三者相互作用是造成两支管间压力分布不对称及出口质量流量分配不平衡的主要原因;有导流锥时,预旋回流区被导流锥约束而缩小,滞止回流区消失。有导流锥与无导流锥时相比,在启动过程中约0.2 s与0.6 s时刻,两支管对称测点压差均值分别降低约80.0%与80.0%,两支管出口质量流量差值分别降低约55.0%与80.8%。导流锥有效改善了流动特性,使得两支管压力分布的对称性提高,流量分配平衡性增强。导流锥对双推力室液体火箭发动机稳定性提高有重要作用。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 双推力 热试车 启动过程 导流锥 气管路 数值仿真
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金属增材制造技术在液体火箭发动机推力室制造中的应用与展望 被引量:2
6
作者 董鹏 王铁岩 +3 位作者 周庆军 罗志伟 谢勇 倪江涛 《航空制造技术》 CSCD 北大核心 2024年第23期88-104,共17页
金属增材制造技术是一种基于离散-堆积原理的先进制造技术,为液体火箭发动机的设计制造带来了颠覆性的变化。推力室作为液体火箭发动机的核心部件,采用增材制造技术可实现结构的轻量化、集成化设计制造,以及燃烧室等热端部件内流道结构... 金属增材制造技术是一种基于离散-堆积原理的先进制造技术,为液体火箭发动机的设计制造带来了颠覆性的变化。推力室作为液体火箭发动机的核心部件,采用增材制造技术可实现结构的轻量化、集成化设计制造,以及燃烧室等热端部件内流道结构的整体制造,提高产品的性能和可靠性,缩短制造周期、降低制造成本。本文对金属增材制造技术在液体火箭发动机推力室中的应用情况进行了综述,并对未来的技术发展进行了讨论。 展开更多
关键词 金属增材制造技术 液体火箭发动机 推力 集成设计喷注器 双种金属
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固体火箭超燃冲压发动机点火燃烧过程实验研究 被引量:3
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作者 陈端毓 田维平 +2 位作者 董新刚 黄礼铿 张璞 《推进技术》 EI CSCD 北大核心 2024年第1期144-152,共9页
为解决硼基贫氧燃料固体火箭超燃冲压发动机补燃室内硼颗粒超声速点火燃烧难题,设计制造了在超声速燃气射流掺混区域开设观察窗的点火燃烧过程试验样机,开展了含硼贫氧固体燃料的超声速点火试验。试验模拟了26 km,Ma5.9的飞行工况并通... 为解决硼基贫氧燃料固体火箭超燃冲压发动机补燃室内硼颗粒超声速点火燃烧难题,设计制造了在超声速燃气射流掺混区域开设观察窗的点火燃烧过程试验样机,开展了含硼贫氧固体燃料的超声速点火试验。试验模拟了26 km,Ma5.9的飞行工况并通过高速摄像获得了点火燃烧过程的火焰形态。试验结果表明:掺混增强装置可以显著改善补燃室内存在的分层流动和一次燃气气固两相分离的现象,为硼颗粒提供良好的点火条件从而提升其附近硼颗粒的点火燃烧性能。通过合理设计掺混增强装置位置,将硼颗粒在一次燃气喷注口附近的高温点火区点燃比在补燃室中段点燃具有更高的燃烧效率,本文设计的燃烧组织结构在试验中实现了硼贫氧固体燃料0.812的燃烧效率。 展开更多
关键词 固体火箭冲压发动机 含硼贫氧 掺混增强装置 烧性能
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重复使用火箭发动机推力室疲劳寿命研究进展 被引量:3
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作者 张凭 李斌 +2 位作者 高玉闪 霍世慧 王振 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第1期12-27,I0002,共17页
再生冷却推力室内壁的热-机械疲劳失效严重影响重复使用液体火箭发动机的可靠性和使用寿命,疲劳分析在内壁损伤机理研究、寿命预测和结构优化设计中具有重要作用。简要回顾了推力室再生冷却结构热-机械疲劳分析方法的发展历程,重点围绕... 再生冷却推力室内壁的热-机械疲劳失效严重影响重复使用液体火箭发动机的可靠性和使用寿命,疲劳分析在内壁损伤机理研究、寿命预测和结构优化设计中具有重要作用。简要回顾了推力室再生冷却结构热-机械疲劳分析方法的发展历程,重点围绕材料本构关系、热-力响应计算和疲劳寿命模型,对比梳理已有方法,讨论其特点及应用。基于研究进展与工程需求,从全服役周期瞬态载荷环境、材料本构关系、热-机械损伤模型及验证、基体与涂/镀层耦合失效分析和基于有限数据的工程方法等方面给出了进一步研究的方向和建议。 展开更多
关键词 重复使用 液体火箭发动机 再生冷却推力 热-机械失效 疲劳寿命
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变形高温合金在液体火箭发动机中的应用进展及展望 被引量:4
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作者 王凯 王东方 +2 位作者 刘友强 杨卫鹏 张鹏 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第1期57-66,共10页
变形高温合金以其良好的耐高温、抗氧化、抗热腐蚀性能和较好的冷、热加工性,在液体火箭发动机推力室身部、涡轮壳体、涡轮转子等热端部件中得到了广泛的应用。通过查阅文献,综述了国内外变形高温合金及热加工技术发展现状、液体火箭发... 变形高温合金以其良好的耐高温、抗氧化、抗热腐蚀性能和较好的冷、热加工性,在液体火箭发动机推力室身部、涡轮壳体、涡轮转子等热端部件中得到了广泛的应用。通过查阅文献,综述了国内外变形高温合金及热加工技术发展现状、液体火箭发动机热端构件对高温合金性能需求、变形高温合金在国内外著名液体火箭发动机中的应用情况。结合液体火箭发动机可回收、高性能、轻量化、低成本的发展趋势,总结了变形高温合金在液体火箭发动机领域的主要发展趋势,包括研发针对液体火箭发动机服役工况的高温合金材料、改进热加工工艺,从而提升高温合金性能、降低高温合金构件制造成本;研发和推广耐高温轻质金属间化合物、降低热端构件质量。 展开更多
关键词 变形高温合金 液体火箭发动机 推力 涡轮盘 热加工技术
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非壅塞固体火箭冲压发动机补燃室内流场数值模拟研究 被引量:13
10
作者 胡建新 夏智勋 +5 位作者 王志吉 罗振兵 张为华 张炜 郭健 张钢锤 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第3期12-16,共5页
在冷流情况下对发动机补燃室掺混流场进行了数值求解 ,然后建立了发动机补燃室简单反应流模型 ,并在该模型下对某实验发动机进行了模拟 ,得出了反应物和产物组分、燃速、温度等发动机参数的变化趋势 ,给出了一些有用的结论 ,论证了该反... 在冷流情况下对发动机补燃室掺混流场进行了数值求解 ,然后建立了发动机补燃室简单反应流模型 ,并在该模型下对某实验发动机进行了模拟 ,得出了反应物和产物组分、燃速、温度等发动机参数的变化趋势 ,给出了一些有用的结论 ,论证了该反应流模型的准确性。 展开更多
关键词 固体火箭冲压发动机 导弹 流场 数值模拟
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预燃室参数对大缸径天然气发动机燃烧过程影响的研究 被引量:19
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作者 李树生 白书战 +2 位作者 邢小伟 贾迎军 李国祥 《内燃机工程》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期72-76,共5页
在对大缸径天然气发动机燃烧系统开发的过程中,设计了小容积预燃室加浅盆型主燃室的燃烧系统,之间通过8个直径2mm的均匀布置的通道连接,针对2种角度的布置结构进行数值模拟及试验分析。通过简化的甲烷反应动力学模型模拟分析了主燃室内... 在对大缸径天然气发动机燃烧系统开发的过程中,设计了小容积预燃室加浅盆型主燃室的燃烧系统,之间通过8个直径2mm的均匀布置的通道连接,针对2种角度的布置结构进行数值模拟及试验分析。通过简化的甲烷反应动力学模型模拟分析了主燃室内的燃烧过程。分析结果表明:大的连接通道夹角有利于加快燃烧室径向的火焰传播速度,但主燃室中心部位燃烧较慢;小夹角的方案则相反。单缸试验机上的试验也得到了相同的结果,并证明大夹角通道方案有较好的抗爆震性能和排放性能。 展开更多
关键词 天然气发动机
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天然气发动机预燃室式燃烧系统的研究 被引量:14
12
作者 张惠明 龚英利 +3 位作者 赵奎翰 刘雄 高建东 李宗立 《农业机械学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第1期34-36,40,共4页
开发了火花点火天然气发动机预燃室式燃烧系统。该发动机通过采用新型的预燃室式燃烧系统 ,同时对发动机的燃料供给系统、点火系统等进行改进设计 ,实现了两级点火和稀燃、速燃 ,大大提高了燃烧速度 ,从而改善了发动机的动力性 ,降低了... 开发了火花点火天然气发动机预燃室式燃烧系统。该发动机通过采用新型的预燃室式燃烧系统 ,同时对发动机的燃料供给系统、点火系统等进行改进设计 ,实现了两级点火和稀燃、速燃 ,大大提高了燃烧速度 ,从而改善了发动机的动力性 ,降低了排气温度和排放量。试验结果表明 ,新的天然气发动机的动力性与原机基本相当 ,排气污染降低 。 展开更多
关键词 天然气发动机 烧系统 火花点火 料供给系统 点火系统
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固体火箭冲压发动机补燃室绝热层烧蚀试验研究 被引量:14
13
作者 李岩芳 陈林泉 +1 位作者 严利民 叶定友 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第4期68-69,74,共3页
补燃室热防护系统研究是飞航导弹固冲发动机研究的一项重要内容。设计了固冲试验发动机,采用新型绝热材料作为补燃室绝热层,并通过直连式试验研究考核该绝热层在补燃室恶劣条件下的工作情况,为固冲发动机补燃室热防护系统研究提供了可... 补燃室热防护系统研究是飞航导弹固冲发动机研究的一项重要内容。设计了固冲试验发动机,采用新型绝热材料作为补燃室绝热层,并通过直连式试验研究考核该绝热层在补燃室恶劣条件下的工作情况,为固冲发动机补燃室热防护系统研究提供了可借鉴的资料。 展开更多
关键词 固体火箭冲压发动机 绝热层 烧蚀试验 防护系统 导弹 热防护
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液体火箭发动机推力室冷却通道传热优化计算 被引量:9
14
作者 吴峰 王秋旺 +2 位作者 罗来勤 曾敏 孙纪国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期197-200,共4页
采用标准k-ε两方程湍流模型对液体火箭发动机推力室再生冷却通道三维湍流流动与传热过程进行了数值预测,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化,通过两种优化方案来改变推力室冷却通道的深宽比。方案一为保... 采用标准k-ε两方程湍流模型对液体火箭发动机推力室再生冷却通道三维湍流流动与传热过程进行了数值预测,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化,通过两种优化方案来改变推力室冷却通道的深宽比。方案一为保持冷却通道的深度及肋宽不变,通过改变推力室壁面通道个数来改变通道的深宽比,方案二为保持通道数目不变,通过增加或降低通道高度来改变通道的深宽比。以此计算在不同通道深宽比下推力室壁面的传热特性,并进行了优化分析。计算结果表明:存在着一个最佳冷却通道个数,使得推力室壁面再生冷却效果达到最佳;在相同质量流量下,降低通道高度能够强化推力室传热,但同时增加了进出口压差。 展开更多
关键词 液体推进剂火箭发动机 湍流模型 推力 再生冷却 通道 优化分析
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固体火箭冲压发动机补燃室燃烧过程显示 被引量:6
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作者 胡建新 夏智勋 +5 位作者 张龙 郭健 张炜 申慧君 王德全 黄利亚 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期337-341,共5页
采用二维开窗式固体火箭冲压发动机试验系统,对补燃室内的燃烧现象进行观察,以火焰图像的形式直观形象地描述了进气道位置对补燃室内燃烧过程的影响,试验所采用的装药为含硼贫氧推进剂。并通过高速数字摄影仪摄取补燃室内部某个时刻瞬... 采用二维开窗式固体火箭冲压发动机试验系统,对补燃室内的燃烧现象进行观察,以火焰图像的形式直观形象地描述了进气道位置对补燃室内燃烧过程的影响,试验所采用的装药为含硼贫氧推进剂。并通过高速数字摄影仪摄取补燃室内部某个时刻瞬时火焰图像,借助于光学理论和计算机图像处理技术计算出整个补燃室内部的温度分布。 展开更多
关键词 固体火箭冲压发动机 含硼推进剂 烧试验 温度测量 图像处理
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固体火箭超燃冲压发动机补燃室构型的影响分析 被引量:14
16
作者 刘仔 陈林泉 +1 位作者 吴秋 王立武 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第4期432-436,共5页
针对不同补燃室结构参数对固体火箭超燃冲压发动机补燃室掺混燃烧性能的影响进行研究,分析各级燃烧室的长度与扩张角度对补燃室性能的影响。采用基于密度的二阶迎风格式对补燃室掺混燃烧进行模拟,湍流模型和燃烧模型分别采用SST k-ω模... 针对不同补燃室结构参数对固体火箭超燃冲压发动机补燃室掺混燃烧性能的影响进行研究,分析各级燃烧室的长度与扩张角度对补燃室性能的影响。采用基于密度的二阶迎风格式对补燃室掺混燃烧进行模拟,湍流模型和燃烧模型分别采用SST k-ω模型和涡团耗散模型。结果表明,提高燃烧效率与降低总压损失是相互矛盾的;燃烧效率随燃烧室长度的增加而增大,随燃烧室扩张角度的增加而减小;总压恢复系数随燃烧室长度的增加而减小,随燃烧室扩张角度的增加而增大;一级燃烧室的结构参数对燃烧效率与总压恢复系数的影响最大。当补燃室的总长与出口面积一定时,以发动机的总体性能参数作为补燃室构型的优化目标,对一、二级燃烧室长度与一、三级燃烧室扩张角度进行优化。 展开更多
关键词 固体火箭冲压发动机 烧效率 总压恢复系数
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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
17
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 循环 工况调节
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氢氧全流量补燃循环发动机富燃预燃室试验 被引量:4
18
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 全流量补循环发动机^+ 喷注器排布方案^+ 试验
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氢氧火箭发动机预燃室喷注器特性研究 被引量:5
19
作者 程圣清 宋连忠 王珏 《导弹与航天运载技术》 1998年第1期6-15,共10页
为发展高性能分级燃烧氢氧火箭发动机技术,对4种预燃室单元喷注器进行了理论和试验研究。利用相位多普勒粒度仪研究了气/液喷嘴压降比、液体流量及反压对不同结构形式喷嘴的喷雾特性的影响,通过理论计算和燃烧试验,揭示了不同单元... 为发展高性能分级燃烧氢氧火箭发动机技术,对4种预燃室单元喷注器进行了理论和试验研究。利用相位多普勒粒度仪研究了气/液喷嘴压降比、液体流量及反压对不同结构形式喷嘴的喷雾特性的影响,通过理论计算和燃烧试验,揭示了不同单元喷注器之间的性能、燃气温度分布、燃烧稳定性和点火性能差异。 展开更多
关键词 氢氧发动机 推进剂 喷嘴 喷注器
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液体火箭发动机推力室壁瞬态加载三维热结构分析 被引量:8
20
作者 孙冰 宋佳文 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第7期1328-1333,共6页
为了预测再生冷却液体火箭发动机推力室壁的应变分布,研究内壁失效机理,使用有限元法对推力室壁进行了三维瞬态热分析,在瞬态热分析结果的基础上采用多线性随动硬化模型对推力室壁进行了三维弹塑性结构分析。计算结果表明,多线性随动硬... 为了预测再生冷却液体火箭发动机推力室壁的应变分布,研究内壁失效机理,使用有限元法对推力室壁进行了三维瞬态热分析,在瞬态热分析结果的基础上采用多线性随动硬化模型对推力室壁进行了三维弹塑性结构分析。计算结果表明,多线性随动硬化模型能够准确地模拟推力室内壁材料的应力-应变关系;内壁温度达到稳态的时间相比外壁要短得多,在预冷、试车和后冷开始约0.1s后内壁温度便已经接近稳态;瞬态加载三维热结构分析能够确定推力室内壁最先失效的危险点的位置在喉部上游冷却通道中心;推力室壁瞬态加载三维热结构分析得到的最大残余应变比稳态加载大15.7%。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 再生冷却 推力 瞬态导热 热应力 结构分析 流固耦合
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