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液氧/甲烷火箭发动机波纹状再生冷却通道的换热特性
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作者 王建明 吴政源 +2 位作者 王一攀 陈祎航 徐微 《推进技术》 北大核心 2025年第3期162-172,共11页
为了提高液氧/甲烷发动机再生冷却通道的换热效率,提出了波纹形状冷却通道结构。编程计算得到甲烷随温度压力同时变化的冷却剂物性参数,对软件进行用户自定义函数(UDF)二次开发,进而对发动机推力室与再生冷却通道进行了燃烧传热耦合模... 为了提高液氧/甲烷发动机再生冷却通道的换热效率,提出了波纹形状冷却通道结构。编程计算得到甲烷随温度压力同时变化的冷却剂物性参数,对软件进行用户自定义函数(UDF)二次开发,进而对发动机推力室与再生冷却通道进行了燃烧传热耦合模拟。对比了波纹通道与光滑通道的换热能力,结果表明:壁面波纹形状使冷却剂在通道内充分掺混,降低了壁面的法向温度梯度,冷却效果更好。当波高H=0.6 mm时波纹通道相较于光滑通道最高温度和平均温度分别降低93.9 K和24.9 K。波纹通道形状决定波纹通道的换热能力,进一步研究了不同波纹高度与进口雷诺数对冷却通道换热性能的影响,当H<0.4 mm时换热能力较弱,H>0.6 mm时流动阻力激增,在进口雷诺数为1.8×10^(5)时,波纹通道的综合换热因子更高。 展开更多
关键词 /甲烷发动机 再生冷却 耦合传热 波纹通道 数值模拟
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21世纪空间运输系统的液氧/甲烷火箭发动机 被引量:5
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作者 王少鹏 《火箭推进》 CAS 2002年第1期50-54,共5页
本文论述了俄罗斯先进的空间运输系统(TSS)的构想及其各种推进系统研制工作的主要方面。构想中的TSS为两级结构,第一级可重复使用,采用多台液氧/甲烷发动机为其动力系统。文中的数据是基于研制计划和试验结果。这些研究与试验工作,是针... 本文论述了俄罗斯先进的空间运输系统(TSS)的构想及其各种推进系统研制工作的主要方面。构想中的TSS为两级结构,第一级可重复使用,采用多台液氧/甲烷发动机为其动力系统。文中的数据是基于研制计划和试验结果。这些研究与试验工作,是针对液氧/甲烷(或液化天燃气)发动机的若干关键问题而进行的,即: ·燃烧室及喷管能量特性的试验验证; ·富燃燃气发生器预期性能参数的验证; ·甲烷做为可重复使用发动机冷却剂; ·不同的发动机工作模式对燃烧室工作稳定性的影响; ·多次工作循环的热负荷所带来的燃烧室内壁低频疲劳问题。 展开更多
关键词 先进空间运输系统 液氧/甲烷火箭发动机 推进系统
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航空喷气公司进行液氧/甲烷火箭发动机高空试车
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作者 解晓芳 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2010年第3期53-53,共1页
2010年5月5日,美国航空喷气公司(Aerojet)在美军白沙导弹试验场成功完成了推力为2.5 t的液氧/液态甲烷火箭发动机的高空试车。该发动机是航空喷气公司研制的第1代液氧/甲烷发动机,
关键词 火箭发动机 甲烷 喷气 航空 试车 高空 试验场
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ULA与蓝源公司合作研制BE-4液氧/甲烷火箭发动机
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作者 李栋飏 《上海航天》 2014年第5期36-36,共1页
据报道,联合发射联盟(ULA)与蓝源公司(BlueOrigin)宣布已达成协议,将共同投资研制蓝源公司的BE-4液氧/甲烷火箭发动机,确保其适用于ULA的下一代运载火箭,以减轻对俄制火箭发动机的依赖,满足未来的商业及美国空军的渐进型一次... 据报道,联合发射联盟(ULA)与蓝源公司(BlueOrigin)宣布已达成协议,将共同投资研制蓝源公司的BE-4液氧/甲烷火箭发动机,确保其适用于ULA的下一代运载火箭,以减轻对俄制火箭发动机的依赖,满足未来的商业及美国空军的渐进型一次性运载火箭(EELV).的需求。作为一家商业航天公司,蓝源公司致力于研发低成本和高可靠性的航天飞行器及相关技术。 展开更多
关键词 火箭发动机 甲烷 一次性运载火箭 合作 航天飞行器 美国空军 航天公司
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液氧甲烷变推力发动机螺旋槽再生冷却传热特性研究 被引量:2
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作者 孙郡 李清廉 +2 位作者 成鹏 宋杰 刘新林 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期124-133,共10页
为探究宽工况范围下螺旋槽再生冷却的传热特性,基于微小通道内低温工质的相变传热模型,采用一维传热计算方法,对5 kN级液氧甲烷变推力发动机开展了螺旋槽再生冷却传热特性研究。结果表明:本文所采用的传热计算模型可用于传热预估,与试... 为探究宽工况范围下螺旋槽再生冷却的传热特性,基于微小通道内低温工质的相变传热模型,采用一维传热计算方法,对5 kN级液氧甲烷变推力发动机开展了螺旋槽再生冷却传热特性研究。结果表明:本文所采用的传热计算模型可用于传热预估,与试验结果相比,冷却剂温升误差为4.3%,压降误差为1.1%,喉部处外壁温误差为-11%,在工程计算可接受范围内;相比于直槽,螺旋槽再生冷却能有效降低燃气侧壁温,同时,在宽范围变推力条件下,实际功率水平越低,冷却剂温升、压降越小,喉部燃气侧壁温越低,但“传热恶化区”内的壁温最大值反而越高,当发动机推力由额定工况的75%调整至20%时,燃气侧壁温的最大值由1 351 K增大至1 399 K;综合考虑壁面温度及冷却剂的压力损失,本文对冷却通道开展优化设计,对比四种冷却通道方案的传热性能,其中,方案4为最优方案,20%额定功率水平工况时,冷却剂温升为491 K,压降为0.34 MPa,燃气侧壁温最大值也仅为1 297 K,较初始设计方案降低了102 K,远低于材料的极限温度。 展开更多
关键词 甲烷发动机 变推力 再生冷却 螺旋槽 传热特性
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不同设计参数对液氧甲烷发动机喷管效率的影响
6
作者 刘阳旻 田原 《导弹与航天运载技术(中英文)》 CSCD 北大核心 2024年第1期57-63,共7页
为了更好更快地计算喷管性能,采用特征线法加附面层修正的方式开发了一种二维喷管化学动力流场计算程序,针对某液氧甲烷发动机计算了不同设计参数对应的喷管流场,研究了不同设计参数对喷管效率的影响,设计参数包括推力、室压、喷管面积... 为了更好更快地计算喷管性能,采用特征线法加附面层修正的方式开发了一种二维喷管化学动力流场计算程序,针对某液氧甲烷发动机计算了不同设计参数对应的喷管流场,研究了不同设计参数对喷管效率的影响,设计参数包括推力、室压、喷管面积比和喷管出口角等。计算喷管效率时考虑了几何损失、附面层损失、化学动力损失。结果表明使用程序计算能够准确快速获得工程上重视的设计指标,大大提高了仿真效率,可用于喷管型面优化。 展开更多
关键词 甲烷发动机 数值仿真 喷管效率 特征线法 附面层修正
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航天动力发展的生力军——液氧甲烷火箭发动机 被引量:17
7
作者 王维彬 孙纪国 《航天制造技术》 2011年第2期3-6,共4页
液氧甲烷火箭发动机具有成本低、性能好、重复使用、维护方便等优点,是极具发展潜力的未来航天动力。北京航天动力研究所在"十一五"期间开展了60t级液氧甲烷火箭发动机原型样机研究。进行了甲烷液氧气液缩尺喷注器燃烧试验和... 液氧甲烷火箭发动机具有成本低、性能好、重复使用、维护方便等优点,是极具发展潜力的未来航天动力。北京航天动力研究所在"十一五"期间开展了60t级液氧甲烷火箭发动机原型样机研究。进行了甲烷液氧气液缩尺喷注器燃烧试验和甲烷液氧液液喷注器低混合比燃烧试验,了解了甲烷液氧的燃烧特性、点火特性等。开展了涡轮泵和阀门等组件适应性研究。研究表明,液氧甲烷发动机燃烧稳定性好,易于维护,是未来航天的理想动力选择之一。 展开更多
关键词 甲烷 火箭发动机 重复使用 RLV
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液氧/甲烷火箭尾焰二次燃烧反应机理模型简化研究
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作者 万律强 李双菲 陈彦君 《航天器环境工程》 2025年第2期144-151,共8页
可重复使用火箭发射至回收期间,其尾焰中的富燃燃气会与空气中的氧气发生二次燃烧。为快速分析二次燃烧对火箭箭体热环境的影响,建立了一个适用于描述液氧/甲烷火箭尾焰二次燃烧的化学动力学机理模型。利用DRGPFA方法剔除Gri-Mech 3.0... 可重复使用火箭发射至回收期间,其尾焰中的富燃燃气会与空气中的氧气发生二次燃烧。为快速分析二次燃烧对火箭箭体热环境的影响,建立了一个适用于描述液氧/甲烷火箭尾焰二次燃烧的化学动力学机理模型。利用DRGPFA方法剔除Gri-Mech 3.0机理模型的冗余组分及反应,根据文献实验值对计算结果进行验证,并分析了环境参数(压力和温度)对燃烧过程的影响;继而通过温度敏感性分析得到简化的10组分14步及9组分7步反应机理模型。结果表明,环境参数对燃烧过程有显著影响,且各简化模型计算值在不同反应器模型中的变化趋势一致性良好。所建立的简化机理模型能够有效预测二次燃烧区域的温度场、自由基分布和热释放特性,可为可重复使用火箭热防护设计提供理论依据和计算工具。 展开更多
关键词 /甲烷火箭 二次燃烧 Gri-Mech 3.0机理模型 敏感性分析 简化机理
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液氧/甲烷液体火箭发动机推力室跨临界液膜冷却数值模拟 被引量:5
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作者 向纪鑫 张萌 +3 位作者 李志强 刘鹏 王菡 崔福将 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第11期286-297,共12页
为了探究跨临界液膜冷却的耦合传热特性,采用带真实气体状态方程的非绝热扩散火焰面模型,并考虑再生冷却耦合传热,对液氧/甲烷液体火箭发动机推力室跨临界液膜冷却进行数值研究。分析液膜流量和冷却环带的分布对推进剂的掺混和燃烧、壁... 为了探究跨临界液膜冷却的耦合传热特性,采用带真实气体状态方程的非绝热扩散火焰面模型,并考虑再生冷却耦合传热,对液氧/甲烷液体火箭发动机推力室跨临界液膜冷却进行数值研究。分析液膜流量和冷却环带的分布对推进剂的掺混和燃烧、壁面热流分布、冷却效率的影响。结果表明,头部注入的膜冷却剂会在主流剪切力作用下在回流区逆时针流动,而推力室下游区域注入的冷却剂进入燃烧室之后,会沿着推力室壁面沿着下游流动形成低温保护膜;头部注入的膜冷却存在一个最佳冷却剂流量,而对于推力室下游的膜冷却,冷却剂流量越大,喷管区域壁面冷却效率越高;Case 6这种采用相隔较近的双排冷却环带布置方式的推力室壁面温度不均匀程度最低,平均冷却效率最高,而且在膜冷却流量越大时,冷却效率比其他工况增高得更加明显。 展开更多
关键词 膜冷却 /甲烷发动机 推力室 耦合传热 冷却效率
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液氧/甲烷液体火箭发动机燃烧研究最新进展 被引量:4
10
作者 仲伟聪 《火箭推进》 CAS 2004年第1期52-57,64,共7页
近来,俄罗斯和欧洲正在联合进行一个名为“VOLGA”的研究计划。其主要目标是用于可重复使用运载火箭或大型助推器的液氧/甲烷发动机的概念研究。SNECMA 的主要工作是研究预燃室/燃气发生器的可重复使用技术,在液氧/液氢“火神”燃气发... 近来,俄罗斯和欧洲正在联合进行一个名为“VOLGA”的研究计划。其主要目标是用于可重复使用运载火箭或大型助推器的液氧/甲烷发动机的概念研究。SNECMA 的主要工作是研究预燃室/燃气发生器的可重复使用技术,在液氧/液氢“火神”燃气发生器研制过程中,获得了很多低温推进剂的燃烧经验,但液氧/甲烷富燃燃烧带来了许多新的问题:如喷注性能、燃烧效率、稳定性、积碳形成等。为了解决上述问题,目前正在进行实验和理论两方面的研究。ONERA 的马斯喀特(Mascotte)试验装置就被改造用于研究甲烷的燃烧。最初的研究完成了对低混合比和压力范围在0.1MPa 到6.0MPa 下的液甲烷和气甲烷同轴喷注技术的评估。各项研究在继续进行,以求对液氧/甲烷低温燃烧问题进行完整的描述和理解。除了上述研究外,还在进行计算流体力学数值模拟工具的更新工作,但是只有一些非常特殊的工况点才需要进行修改工作,这是因为过去的火箭发动机燃烧研究工作已经对液氧/液氢低温燃烧特性有了深入的理解,有很多研究成果可用于液氧/甲烷燃烧研究。目前的主要问题集中在甲烷的高频燃烧稳定性和燃烧化学效应方面。在一个称为INCA 的新的燃烧研究计划框架内将对这些问题进行研究。 展开更多
关键词 火箭发动机 /甲烷 喷注器 低温燃烧
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液氧甲烷变推力火箭发动机再生冷却特性研究 被引量:1
11
作者 孙郡 宋杰 +2 位作者 李清廉 崔朋 陈兰伟 《载人航天》 CSCD 北大核心 2022年第1期22-29,共8页
为研究液氧甲烷发动机再生冷却亚临界甲烷传热特性及变工况,尤其是低工况条件对再生冷却通道传热特性的影响,基于实验获得了微小通道低温工质相变传热模型,针对5000 N级、推力变比10:1的液氧甲烷膨胀循环变推力发动机方案,开展了亚临界... 为研究液氧甲烷发动机再生冷却亚临界甲烷传热特性及变工况,尤其是低工况条件对再生冷却通道传热特性的影响,基于实验获得了微小通道低温工质相变传热模型,针对5000 N级、推力变比10:1的液氧甲烷膨胀循环变推力发动机方案,开展了亚临界甲烷再生冷却通道设计和传热特性分析。计算结果表明:亚临界条件下,甲烷干度在0~0.6之间为强化传热阶段,0.6~1之间为传热恶化阶段;在30%~100%工况范围内,设计的冷却方案满足推力室热防护需求;当室压为0.45 MPa时,由于低工况下甲烷流量减少导致冷却能力下降,燃气侧最高壁温达到877 K,略高于材料极限壁温。 展开更多
关键词 甲烷发动机 亚临界 再生冷却 传热特性
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我国新一代载人火箭液氧煤油发动机 被引量:36
12
作者 李斌 张小平 马冬英 《载人航天》 CSCD 2014年第5期427-431,442,共6页
分析了国内外载人火箭主动力的发展情况与发展趋势,介绍了我国1200 kN和180 kN两型液氧煤油发动机的研制历程、系统组成、工作原理、性能参数、关键技术和应用情况。两型发动机突破了补燃循环、自身起动、大范围工况调节、高效稳定燃烧... 分析了国内外载人火箭主动力的发展情况与发展趋势,介绍了我国1200 kN和180 kN两型液氧煤油发动机的研制历程、系统组成、工作原理、性能参数、关键技术和应用情况。两型发动机突破了补燃循环、自身起动、大范围工况调节、高效稳定燃烧、高压推力室冷却、反力式涡轮、大范围轴向力平衡、低温高DN值轴承、组合式涡轮泵密封、大直径低温阀、高精度调节器、推力矢量控制等关键技术。目前,两型发动机研制工作已基本完成,将成为我国新一代载人火箭的动力组合,实现我国航天主动力的更新换代。 展开更多
关键词 载人航天 运载火箭 火箭发动机 煤油 补燃循环
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液氧/甲烷发动机动力循环方式研究 被引量:14
13
作者 张小平 李春红 马冬英 《火箭推进》 CAS 2009年第4期14-20,43,共8页
综述了液氧/甲烷发动机的研究进展,分析了液氧/甲烷发动机的特性和应用前景,对比了大推力液氧/甲烷发动机的动力循环方式,提出发动机动力循环方式选择应综合用途、性能、研制难度及使用成本等多方面因素,一次性使用的发动机应采用高性... 综述了液氧/甲烷发动机的研究进展,分析了液氧/甲烷发动机的特性和应用前景,对比了大推力液氧/甲烷发动机的动力循环方式,提出发动机动力循环方式选择应综合用途、性能、研制难度及使用成本等多方面因素,一次性使用的发动机应采用高性能的高压补燃循环,其中部分甲烷冷却推力室的富燃补燃循环较佳;重复使用的发动机应根据工作次数和工作寿命,重点考虑系统压力低的燃气发生器循环和低压的补燃循环。 展开更多
关键词 火箭发动机 /甲烷 无毒推进剂 重复使用 循环方式
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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:10
14
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 甲烷推进剂 火箭发动机 系统配置
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液氧甲烷发动机重复使用关键技术发展研究 被引量:18
15
作者 郑大勇 颜勇 孙纪国 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2018年第2期31-35,共5页
重复使用运载器对动力系统的安全性、可靠性、使用成本等方面提出很高要求。液氧甲烷发动机重复使用性好、使用维护方便、性能高,综合性能良好,是重复使用运载器推进系统的理想选择之一。分析了液氧甲烷发动机的技术特点与优势,介绍了... 重复使用运载器对动力系统的安全性、可靠性、使用成本等方面提出很高要求。液氧甲烷发动机重复使用性好、使用维护方便、性能高,综合性能良好,是重复使用运载器推进系统的理想选择之一。分析了液氧甲烷发动机的技术特点与优势,介绍了中国为重复使用飞行器研制的60吨级低成本、高可靠液氧甲烷发动机关键技术研究情况。通过试验研究,验证了液氧甲烷火箭动力具有良好的性能、高可靠性与多次重复使用能力。 展开更多
关键词 重复使用运载器 甲烷发动机 重复使用
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60t级液氧/甲烷发动机起动过程建模与仿真 被引量:8
16
作者 王珺 张卫红 +1 位作者 石文靓 郑大勇 《火箭推进》 CAS 2013年第5期16-22,共7页
为制定可靠的发动机起动程序,围绕60 t级液氧/甲烷发动机起动瞬态特性开展了一系列建模和仿真研究。介绍了60 t级液氧/甲烷发动机系统方案,列举了发动机系统仿真模型,搭建了全系统瞬态特性仿真平台。根据仿真结果选取了箱压下点火起动方... 为制定可靠的发动机起动程序,围绕60 t级液氧/甲烷发动机起动瞬态特性开展了一系列建模和仿真研究。介绍了60 t级液氧/甲烷发动机系统方案,列举了发动机系统仿真模型,搭建了全系统瞬态特性仿真平台。根据仿真结果选取了箱压下点火起动方案,提出了设置甲烷涡轮燃气旁通以降低亚临界两相气阻风险的解决方案。试验结果表明,发动机主要性能参数的计算结果与试验数据一致性较好。 展开更多
关键词 甲烷发动机 起动过程 瞬态特性 系统仿真
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登月下降级液氧甲烷发动机方案研究 被引量:6
17
作者 曹红娟 赵海龙 +2 位作者 蔡震宇 李强 潘亮 《载人航天》 CSCD 2016年第2期186-190,共5页
月球软着陆下降级发动机在载人登月任务中起着至关重要的作用,必须具备高性能、长期贮存、多次点火起动、大范围推力调节等能力。针对此技术需求,论述了液氧甲烷推进剂具有空间可贮存、不易积碳和结焦、能够实现膨胀循环等技术优点,且... 月球软着陆下降级发动机在载人登月任务中起着至关重要的作用,必须具备高性能、长期贮存、多次点火起动、大范围推力调节等能力。针对此技术需求,论述了液氧甲烷推进剂具有空间可贮存、不易积碳和结焦、能够实现膨胀循环等技术优点,且相关技术已得到国内外试验验证,技术可行性高,是登月下降级发动机理想选择。经过论证,确定了发动机采用泵压膨胀循环、双涡轮泵串联的系统方案。最后,介绍了国内液氧甲烷下降级发动机火炬式电点火器、大范围变工况喷注器等关键技术的研究进展。 展开更多
关键词 登月着陆器 下降级发动机 甲烷
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液氧/煤油补燃火箭发动机氧路低频动特性分析 被引量:11
18
作者 邢理想 杜大华 李斌 《火箭推进》 CAS 2009年第5期24-28,共5页
液体火箭发动机氧路系统低频动特性研究是进行运载火箭POGO振动分析和判别的必要工作。以某型液氧/煤油补燃循环火箭发动机为研究对象,采用模块化建模方法建立了基于自动控制理论的发动机氧路系统线性小偏差的传递矩阵模型,分别对发动... 液体火箭发动机氧路系统低频动特性研究是进行运载火箭POGO振动分析和判别的必要工作。以某型液氧/煤油补燃循环火箭发动机为研究对象,采用模块化建模方法建立了基于自动控制理论的发动机氧路系统线性小偏差的传递矩阵模型,分别对发动机氧路系统和试车台氧化剂输送系统动特性进行数值仿真,并对比分析了试车数据和仿真结果。研究表明,数学模型和计算方法具有一定的正确性;熵波对系统的低频动特性有一定影响。 展开更多
关键词 氧/煤油补燃火箭发动机 低频动特性 传递矩阵 POGO 数值仿真
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液氢/液氧火箭发动机尾焰流场特性仿真研究 被引量:6
19
作者 乔野 聂万胜 +2 位作者 丰松江 蔡红华 吴高杨 《火箭推进》 CAS 2015年第5期43-48,共6页
为研究液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流流动特点,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型、液氢/液氧单步化学反应的N-S方程,化学反应速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制控制,运用PISO算法对液氢/液氧火箭发动机在地面发射阶段的燃烧尾焰射... 为研究液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流流动特点,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型、液氢/液氧单步化学反应的N-S方程,化学反应速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制控制,运用PISO算法对液氢/液氧火箭发动机在地面发射阶段的燃烧尾焰射流流场进行了一体化仿真计算,得到了液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流近场激波系结构,并与理论分析结果进行对比,证明了算法的有效性和正确性。分析了燃烧尾焰压力场的动态形成过程,捕捉到尾焰半球形冲击波的发展过程,并认为冲击波为正激波且进行匀速传播。获得了尾焰流场各项参数的分布情况,为开展燃烧尾焰射流的辐射计算提供数据基础。 展开更多
关键词 尾焰 氢/火箭发动机 单步化学反应 冲击波 数值仿真
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液氧甲烷发动机点火冲击特性研究 被引量:3
20
作者 郑大勇 胡骏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第7期1553-1560,共8页
为研究液氧甲烷发动机燃烧室点火冲击特性及影响因素,根据爆轰波产生的机理,建立了甲烷推进剂液相蒸发数学模型,采用C-J (Chapman-Jouguet)爆轰理论,计算和分析了不同混合比、初温及初压对爆轰参数的影响规律。结果表明,爆轰波的强度与... 为研究液氧甲烷发动机燃烧室点火冲击特性及影响因素,根据爆轰波产生的机理,建立了甲烷推进剂液相蒸发数学模型,采用C-J (Chapman-Jouguet)爆轰理论,计算和分析了不同混合比、初温及初压对爆轰参数的影响规律。结果表明,爆轰波的强度与初压、初温及混合比密切相关。初压越高,初温越低,越接近化学当量混合比时,爆轰压比、温度比和爆轰速度越大;减小点火时刻推进剂积存量,增强燃烧装置点火能力,可降低爆轰波强度,减少点火瞬态冲击。 展开更多
关键词 点火冲击 甲烷发动机 推力室 再生冷却 C-J爆轰波 滴蒸发模型
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