液氧液甲烷同温共底贮存瞬态热力特性仿真研究

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作者 张武杰 胡聪 +4 位作者 蒋文兵 孙培杰 李鹏 许安易 黄永华 《低温工程》 CAS CSCD 北大核心 2024年第1期12-21,共10页

针对大面积冷屏保护下的液氧/液甲烷同温共底贮箱,建立了耦合真空多层绝热与主动制冷系统的瞬态传热模型,研究了液氧/液甲烷共底自增压与零蒸发贮存过程中贮箱外部绝热结构与内部气液相的热力参数变化规律,讨论了共底夹层采用不具有绝... 针对大面积冷屏保护下的液氧/液甲烷同温共底贮箱,建立了耦合真空多层绝热与主动制冷系统的瞬态传热模型,研究了液氧/液甲烷共底自增压与零蒸发贮存过程中贮箱外部绝热结构与内部气液相的热力参数变化规律,讨论了共底夹层采用不具有绝热能力的材料对液氧/液甲烷共底零蒸发贮存特性的影响。研究结果表明,在适当的冷量输入条件下,大面积冷屏方案可以实现外界漏热的有效阻挡;采用铝合金共底夹层有利于稳定液氧和液甲烷的共底贮存状态,使液氧/液甲烷在20 h内快速达到热平衡;在零蒸发贮存周期内,液氧/液甲烷共底贮存温度波动小于0.2 K,压力波动小于2.46 kPa且具有抗热扰动的能力。 展开更多

关键词 零蒸发 液氧 液甲烷 共底贮存 热力特性

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液氧/液甲烷低温推进剂深度过冷加注实验研究 被引量：5

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作者 马原 高炎 +3 位作者 高强 孙强 谢福寿 厉彦忠 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第9期134-141,共8页

为了提高低温推进剂深度过冷技术成熟度,以充分利用其在降低过冷装置系统质量、延长贮存时间等方面的工程应用优势,针对液氧/液甲烷低温推进剂组合,以70 K/97 K为目标开展深度过冷方案对比与流程设计,并通过搭建中等规模液氧和液甲烷快... 为了提高低温推进剂深度过冷技术成熟度,以充分利用其在降低过冷装置系统质量、延长贮存时间等方面的工程应用优势,针对液氧/液甲烷低温推进剂组合,以70 K/97 K为目标开展深度过冷方案对比与流程设计,并通过搭建中等规模液氧和液甲烷快速深度过冷加注实验系统进行可行性测试验证。结果表明:针对中大规模过冷装置系统,液氧系统采用常压液氮浴+负压液氮浴两级换热过冷方案(换热器均采用铝制板翅式换热芯),液甲烷系统采用常压列管式液氮浴式换热器过冷加注方案;为满足快速过冷加注需求,液氧/液甲烷系统均采用边过冷边加注的系统流程;在加注流量为1.0 L·s^(-1)左右的稳定测试阶段,液氧实验系统中入口温度约108 K的液氧经一级、二级换热器能够分别被冷却至约88 K及70 K以下,液甲烷实验系统也实现了97 K液甲烷的深度过冷与快速加注,成功验证了设计方案的可行性。研究工作能够为中国开展过冷低温推进剂的研究与工程应用提供理论与技术支持。 展开更多

关键词 低温推进剂 液氧/液甲烷 过冷加注方案 液氮浴式换热器 深度过冷

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致密化液甲烷/液氧作为推进燃料性能评价分析 被引量：4

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作者 孙强 雷刚 +2 位作者 徐元元 谢福寿 厉彦忠 《低温工程》 CAS CSCD 北大核心 2022年第2期7-13,共7页

为深入论证致密化低温推进剂带来的收益,系统性地分析了致密化液甲烷/液氧作为推进燃料的综合性能。构建了推进剂贮箱漏热、温升、增压压力、壁厚的动态热力模型,针对不同尺寸的液甲烷/液氧贮箱组合,分析了致密化液甲烷/液氧对燃料停放... 为深入论证致密化低温推进剂带来的收益,系统性地分析了致密化液甲烷/液氧作为推进燃料的综合性能。构建了推进剂贮箱漏热、温升、增压压力、壁厚的动态热力模型,针对不同尺寸的液甲烷/液氧贮箱组合,分析了致密化液甲烷/液氧对燃料停放温升、发动机推力提升、贮箱增压压力降低、贮箱质量减轻的影响。并提出了致密化液甲烷/液氧过冷程度匹配问题,考虑燃料的充分利用与发动机的推力提升,得出了液甲烷/液氧最佳致密化程度的一一对应关系。研究表明,常沸点状态液甲烷/液氧过冷至三相点状态可分别相对减少75.3%与62.4%的增压氦气消耗,同时减轻液甲烷贮箱16%的质量与液氧贮箱31%的质量;推进剂体积流量不变时可获得三相点状态液甲烷所对应液氧最佳过冷温度为73.7K,发动机推力可相对增加3.4%;液甲烷燃料充足时,三相点状态液氧可提升发动机6.9%的相对推力。 展开更多

关键词 致密化 液甲烷 液氧 性能评价 过冷程度匹配

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液氧/液甲烷姿控发动机点火技术研究 被引量：6

4

作者 潘一力 周海清 +1 位作者 吉林 许宏博 《火箭推进》 CAS 2019年第4期16-25,共10页

液氧/液甲烷推进剂组合具有高比冲性能以及其他优异的综合使用性能,已经成为未来空间化学推进的重要发展方向之一。点火技术作为液氧/液甲烷姿控发动机的重大关键技术,对发动机可靠启动、响应特性、脉冲一致性等关键指标具有重要影响。... 液氧/液甲烷推进剂组合具有高比冲性能以及其他优异的综合使用性能,已经成为未来空间化学推进的重要发展方向之一。点火技术作为液氧/液甲烷姿控发动机的重大关键技术,对发动机可靠启动、响应特性、脉冲一致性等关键指标具有重要影响。欧美国家已经开展系统以及相关组件的预先研究,其中美国已经完成了系统级的地面自由飞行试验。国内也已开展了低温推进系统技术论证,并开展了主发动机、姿控发动机以及点火器、低温贮箱、低温阀门等关键组件的研发。针对液氧/液甲烷低温推进剂组合进行了点火技术分析筛选和试验研究,验证了电火花点火与激光诱导等离子点火两种方案的原理可行性。试验表明在入口条件从气态到液态的宽广范围内两种方案均能实现可靠、可重复点火,两种点火方式对于LOx/LCH4发动机均原理可行。试验得出可靠点火的火花能量边界特性、混合比边界特性、响应特性以及脉冲特性,为后续液氧甲烷发动机设计提供依据。 展开更多

关键词 液氧/液甲烷 电点火 激光点火 姿控发动机

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3000 N液氧/液甲烷发动机方案与试验研究 被引量：5

5

作者 潘一力 周海清 程诚 《火箭推进》 CAS 2018年第6期7-13,共7页

液氧/液甲烷以其高性能、无毒、易于轨姿控一体化、行星表面资源原位利用等优势已成为国际化学空间推进的主流发展方向之一,对国内外低温液氧甲烷化学空间推进发展和3 000 N液氧甲烷发动机的方案设计和试验研究进行了介绍。方案主要包... 液氧/液甲烷以其高性能、无毒、易于轨姿控一体化、行星表面资源原位利用等优势已成为国际化学空间推进的主流发展方向之一,对国内外低温液氧甲烷化学空间推进发展和3 000 N液氧甲烷发动机的方案设计和试验研究进行了介绍。方案主要包括总体结构方案,喷注方案、冷却方案、点火方案和燃烧稳定性分析。3 000 N发动机于2017年3月进行了点火热试车,发动机点火全部取得成功,并进行了5 s和10 s稳态试验。燃烧效率约0. 95,推算推力大于2 860 N,地面比冲大于242 s,与设计指标基本相当。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 3000N 液氧 液甲烷 点火热试车

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1998年Axial火山喷发之后热液甲烷和氢气浓度的变化

6

作者 E.A.McLaughlin-West 周立君 《海洋地质动态》 2000年第5期20-22,共3页

关键词 海底 火山喷发 热液甲烷 氢气浓度

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液氧/甲烷同轴双离心喷嘴非定常燃烧特性研究

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作者 孔维鹏 郑孟伟 +1 位作者 宫绍天 王晓丽 《推进技术》 北大核心 2025年第6期159-165,共7页

为研究液氧/甲烷同轴双离心喷嘴在超临界富燃条件下的动态燃烧特性,对单喷嘴燃烧室的燃烧流场进行了非定常数值模拟。采用真实流体状态方程模拟超临界条件下推进剂的物性参数,湍流模型采用了应力混合涡模拟(Stress-Blended Eddy Simulat... 为研究液氧/甲烷同轴双离心喷嘴在超临界富燃条件下的动态燃烧特性,对单喷嘴燃烧室的燃烧流场进行了非定常数值模拟。采用真实流体状态方程模拟超临界条件下推进剂的物性参数,湍流模型采用了应力混合涡模拟(Stress-Blended Eddy Simulation,SBES),化学反应采用了考虑5种组分的两步总包反应模型。仿真结果表明:SBES模型可以较好地捕捉液氧/甲烷同轴双离心喷嘴的动态火焰特性。氧喷嘴出口锐边处的回流效应对火焰稳定起到重要作用。通过对监测点压力进行功率谱密度(Power Spectral Density,PSD)分析,识别出喷嘴振荡燃烧主要频率为8 125 Hz,次要频率为3 196 Hz。喷嘴振荡燃烧主要频率与氧喷嘴声学频率有关,而次要频率与氧喷嘴和甲烷喷嘴剪切层的涡脱落过程有关。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 液氧/甲烷 同轴双离心喷嘴 燃烧稳定性 应力混合涡模拟 数值模拟

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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 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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液氧甲烷重复使用运载器关键技术发展研究 被引量：1

9

作者 郑平军 赵胜 +1 位作者 王飞 蔡巧言 《导弹与航天运载技术（中英文）》 CSCD 北大核心 2024年第1期6-9,23,共5页

基于液氧甲烷发动机的重复使用运载器在重复使用和使用维护方面具有优良的性能,成本更低。世界各国正在加速开展相关研究及工程研制,典型代表包括火神运载火箭、朱雀二号运载火箭等。对基于液氧甲烷发动机的重复使用运载器的技术特点、... 基于液氧甲烷发动机的重复使用运载器在重复使用和使用维护方面具有优良的性能,成本更低。世界各国正在加速开展相关研究及工程研制,典型代表包括火神运载火箭、朱雀二号运载火箭等。对基于液氧甲烷发动机的重复使用运载器的技术特点、面临的技术挑战进行分析,并基于此提出后续重点研究内容,包括重复使用总体设计与评估技术、上升再入返回着陆一体化制导导航与控制技术、大尺寸轻质结构与制造技术、重复使用液氧甲烷发动机技术、健康管理预测与重复使用运行维护技术、重复使用热防护技术等,为后续开展液氧甲烷重复使用运载器工程研制奠定基础。 展开更多

关键词 重复使用运载器 液氧甲烷 关键技术

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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 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

11

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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中国首座商业液体运载火箭发射工位论证建设

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作者 朱雄峰 刘鹰 +2 位作者 崔展鹏 王一杉 雍子豪 《导弹与航天运载技术(中英文)》 北大核心 2025年第3期62-68,共7页

贯彻中国商业航天发展战略,分析了国内外商业航天发展态势及中国商业航天发展对发射工位的建设需求,提出在酒泉卫星发射中心建设商业液氧甲烷发射工位的设想,涵盖商业液氧甲烷运载火箭动力系统试车、测试和发射等。提出商业液氧甲烷发... 贯彻中国商业航天发展战略,分析了国内外商业航天发展态势及中国商业航天发展对发射工位的建设需求,提出在酒泉卫星发射中心建设商业液氧甲烷发射工位的设想,涵盖商业液氧甲烷运载火箭动力系统试车、测试和发射等。提出商业液氧甲烷发射工位的总体设计方案,包括运载火箭的配套、总体技术指标、基本测发模式、发射工位选址、发射工位定点、发射综合安全和主要建设内容等。论证表明商业液氧甲烷发射工位总体方案符合任务实际、方案规模适度,可满足中国目前计划研发的商业液氧甲烷运载火箭的发射任务要求,可为同类商业发射工位的建设提供借鉴和参考。 展开更多

关键词 运载火箭 发射场 发射工位 卫星 液氧甲烷

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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

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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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登月下降级液氧甲烷发动机方案研究 被引量：6

14

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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液氧/甲烷燃气发生器点火方案研究 被引量：9

15

作者 李春红 张小平 +1 位作者 马冬英 徐浩海 《火箭推进》 CAS 2010年第5期7-12,共6页

在对比化学点火、火药点火及电火花点火优缺点的基础上,选取了技术成熟、点火可靠的火药点火用于液氧/甲烷燃气发生器热试。用黑火药点燃固体推进剂的点火药量计算公式估算了火药点火药量,给出了液氧/甲烷燃气发生器火药点火器的其它参... 在对比化学点火、火药点火及电火花点火优缺点的基础上,选取了技术成熟、点火可靠的火药点火用于液氧/甲烷燃气发生器热试。用黑火药点燃固体推进剂的点火药量计算公式估算了火药点火药量,给出了液氧/甲烷燃气发生器火药点火器的其它参数。根据液氧/甲烷推进剂特点,确定了火药燃气-液氧-甲烷依次进入燃气发生器的点火时序。成功进行了4次液氧/甲烷燃气发生器热试,结果表明:液氧/甲烷燃气发生器点火起动过程平稳,点火品质较好,点火方案合理,适于较宽工作条件下的液氧/甲烷点火。 展开更多

关键词 液氧/甲烷 燃气发生器 点火方案

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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

16

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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液氧/甲烷发动机动力循环方式研究 被引量：15

17

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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30 kN上面级液氧甲烷发动机方案 被引量：4

18

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

19

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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液氧甲烷单喷嘴燃烧性能数值仿真研究 被引量：4

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作者 刘红珍 田原 孙纪国 《火箭推进》 CAS 2014年第1期56-59,91,共5页

为了研究液氧甲烷同轴剪切式喷注器结构参数变化对燃烧性能的影响,以单喷嘴为物理模型进行了燃烧数值仿真。研究表明:适当增加氧喷嘴出口壁厚和增加喷嘴个数均能提高喷注器燃烧效率,其中增加喷嘴个数对燃烧效率的影响更为显著。

关键词 液氧甲烷喷注器 单喷嘴 燃烧性能 数值模拟

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