液氧/甲烷膨胀循环发动机研究 被引量：7

1

作者 黄仕启 刘登丰 崔荣军 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2015年第6期25-28,59,共5页

通过研究国外液氧/甲烷发动机技术的发展和现状,在中国首台氢氧膨胀循环发动机技术基础上,进行换甲烷推进剂的演示试验,结合试验结果及低温发动机研制基础,提出8吨级甲烷膨胀循环发动机的系统方案及关键技术。

关键词 液氧/甲烷发动机 膨胀循环 演示试验

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变推力液氧/甲烷膨胀循环发动机系统方案研究 被引量：4

2

作者 张思远 孙慧娟 周利民 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2015年第4期16-19,共4页

在某型氢氧膨胀循环发动机的基础上进行适应性改进,使其尽可能不改变原有部件的同时满足变推力液氧/甲烷膨胀循环发动机的要求。根据液氧/甲烷推进剂和变推力工作条件的特殊要求,对发动机所要解决的各项问题进行了梳理,对喷注器的结构方... 在某型氢氧膨胀循环发动机的基础上进行适应性改进,使其尽可能不改变原有部件的同时满足变推力液氧/甲烷膨胀循环发动机的要求。根据液氧/甲烷推进剂和变推力工作条件的特殊要求,对发动机所要解决的各项问题进行了梳理,对喷注器的结构方案,推力室的再生冷却结构,变推力的调节方式等问题进行了研究。在此基础上确立了变推力液氧/甲烷膨胀循环发动机的系统方案,分析了各组件的工作状态。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 变推力 液氧/甲烷 膨胀循环

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液氧/甲烷膨胀循环发动机启动过程研究 被引量：4

3

作者 张思远 孙慧娟 周利民 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2015年第2期18-22,共5页

针对某型氢氧膨胀循环发动机直接换甲烷技术可行性进行研究。在氢氧膨胀循环发动机系统构成的基础上,通过启动仿真计算分析液氧/甲烷膨胀循环发动机上的启动特性,确定试验方案,进行点火试验。依据试车数据,进行比较分析,对仿真模型进行... 针对某型氢氧膨胀循环发动机直接换甲烷技术可行性进行研究。在氢氧膨胀循环发动机系统构成的基础上,通过启动仿真计算分析液氧/甲烷膨胀循环发动机上的启动特性,确定试验方案,进行点火试验。依据试车数据,进行比较分析,对仿真模型进行修正,为后续液氧/甲烷膨胀循环发动机的研究奠定理论基础。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 液氧/甲烷 膨胀循环

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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

4

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 液氧/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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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

5

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 液氧甲烷发动机 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 被引量：1

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 液氧甲烷发动机 数值仿真 喷管效率 特征线法 附面层修正

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液氧甲烷膨胀循环变推力发动机系统方案对比研究 被引量：2

7

作者 崔朋 李清廉 +1 位作者 成鹏 张北辰 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第3期106-115,共10页

当前对液氧甲烷膨胀循环变推力火箭发动机的研制难点和关键技术认识不够清楚,尤其是在大变比推力调节方案方面。基于整个发动机系统,采用理论计算方法,探讨甲烷膨胀做功能力以及变推力调节方案可行性。分别给出了单涡轮系统方案和双涡... 当前对液氧甲烷膨胀循环变推力火箭发动机的研制难点和关键技术认识不够清楚,尤其是在大变比推力调节方案方面。基于整个发动机系统,采用理论计算方法,探讨甲烷膨胀做功能力以及变推力调节方案可行性。分别给出了单涡轮系统方案和双涡轮系统方案,首次给出了不同工况下详细的系统状态参数分布,进行了对比分析,并探讨了甲烷做功能力随室压的变化规律。研究结果表明,甲烷做功能力随着室压的减小呈现先减小后增大的趋势,单涡轮和双涡轮系统方案均能够实现大范围推力调节;相比单涡轮方案,双涡轮方案能够更好地保证混合比,且甲烷气体做功能力利用效率更高,氧涡轮和燃料涡轮功率变化范围较窄,涡轮所处环境较为缓和,因此双涡轮系统方案具备一定优势。 展开更多

关键词 液氧甲烷 膨胀循环 变推力火箭发动机 单涡轮系统方案 双涡轮系统方案 对比研究

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液氧/甲烷发动机动力循环方式研究 被引量：15

8

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 液体火箭发动机 液氧/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：12

9

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

10

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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液氧甲烷发动机重复使用关键技术发展研究 被引量：19

11

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 液氧甲烷发动机 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

12

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 液氧 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

13

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 液氧甲烷

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30 kN上面级液氧甲烷发动机方案 被引量：4

14

作者 赵海龙 张成印 +1 位作者 曹红娟 程圣清 《火箭推进》 CAS 2021年第1期13-20,共8页

上面级是介于运载火箭与航天器之间的相对独立的一级,具备轨道转移能力,可将有效载荷精确送入预定轨道。上面级是提高火箭运载能力和提升任务适应性的有效途径,上面级发动机是实现该目标的关键。长期在轨的高性能上面级,要求主动力具备... 上面级是介于运载火箭与航天器之间的相对独立的一级,具备轨道转移能力,可将有效载荷精确送入预定轨道。上面级是提高火箭运载能力和提升任务适应性的有效途径,上面级发动机是实现该目标的关键。长期在轨的高性能上面级,要求主动力具备比冲高、空间可长期贮存和高可靠性等能力。针对此技术需求,对比分析了上面级发动机的系统方案;设计了采用泵压膨胀循环、双涡轮泵串联的30 kN上面级发动机系统方案;重点介绍了推力室、涡轮泵和发动机总装集成等关键组件的研究进展。研究表明:液氧甲烷推进剂非常适用于长期在轨上面级发动机;闭式膨胀循环发动机系统是长期在轨上面级动力系统方案的首选;推力室和涡轮泵等组件的研制结果,初步证明了发动机系统及组件方案的可行性;发动机总装和演示试验方案设计工作,为深入开展发动机系统技术研究打下了良好基础。 展开更多

关键词 上面级 发动机 液氧甲烷 膨胀循环

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液氧甲烷发动机点火冲击特性研究 被引量：3

15

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 液氧甲烷发动机 推力室 再生冷却 C-J爆轰波 液滴蒸发模型

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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

16

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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液氧/甲烷发动机评述 被引量：37

17

作者 孙宏明 《火箭推进》 CAS 2006年第2期23-31,共9页

简要介绍了国外液氧/甲烷发动机的研究情况。重点论述了甲烷的特点及它用作液体燃料的优缺点。液氧/甲烷发动机具有较高的性能,甲烷有好的再生冷却性能,是一个可供选择的推进剂组合。但由于其密度比冲比液氧/煤油发动机低,使用安全性也... 简要介绍了国外液氧/甲烷发动机的研究情况。重点论述了甲烷的特点及它用作液体燃料的优缺点。液氧/甲烷发动机具有较高的性能,甲烷有好的再生冷却性能,是一个可供选择的推进剂组合。但由于其密度比冲比液氧/煤油发动机低,使用安全性也不如煤油;性能又比液氧/液氢发动机低,这些都限制了液氧/甲烷发动机的发展和应用。迄今为止,还没有一个液氧/甲烷发动机型号开展研制工作,因而也就不可能有其使用的历史。 展开更多

关键词 甲烷特性 液氧/甲烷发动机 综合评述

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一种双钟型喷管液氧/甲烷发动机系统方案 被引量：1

18

作者 张卫红 石文靓 郑孟伟 《火箭推进》 CAS 2013年第3期9-14,37,共7页

根据双钟型喷管高度补偿特点及技术研究现状,提出了一种双钟型喷管液氧甲烷发动机系统方案,进行了双钟型喷管基弧段及延伸段面积比优化,并与其他系统方案进行了性能对比分析。研究表明,对于地面起动的芯级发动机,采用双钟型喷管是提高... 根据双钟型喷管高度补偿特点及技术研究现状,提出了一种双钟型喷管液氧甲烷发动机系统方案,进行了双钟型喷管基弧段及延伸段面积比优化,并与其他系统方案进行了性能对比分析。研究表明,对于地面起动的芯级发动机,采用双钟型喷管是提高发动机综合比冲性能以及运载器有效载荷的有效途径。 展开更多

关键词 双钟型喷管 液氧 甲烷发动机 系统方案

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液氧/煤油发动机试验废水的循环使用

19

作者 唐斌运 《火箭推进》 CAS 2007年第3期60-62,共3页

为达到国标中有关污水排放的二级标准及节约利用水资源,设计和安装了液氧/煤油发动机试验台试验污水处理和循环使用系统。发动机试验采用水冷式导流槽,每次试验的用水量很大,并且试验产生的废水会含有一定量的煤油,该处理系统采用过滤-... 为达到国标中有关污水排放的二级标准及节约利用水资源,设计和安装了液氧/煤油发动机试验台试验污水处理和循环使用系统。发动机试验采用水冷式导流槽,每次试验的用水量很大,并且试验产生的废水会含有一定量的煤油,该处理系统采用过滤-吸附-消毒等工艺对试验产生的污水进行处理,并将处理后的污水进行循环使用。系统投入使用后污水处理效果理想,且运行稳定、便于维护。 展开更多

关键词 液氧/煤油发动机 废水 循环使用

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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

20

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 液膜冷却 液氧/甲烷发动机 推力室 耦合传热 冷却效率

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