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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: 1; 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... 展开更多; 关键词液体火箭发动机双推力室热试车启动过程导流锥燃气管路数值仿真; 在线阅读下载PDF 职称材料

燃气管路气流脉动压力模化试验研究被引量：1: 2; 作者徐斯源陈晖 +3 位作者王猛马键姜华宫武旗《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第5期335-343,共9页; 燃气管路气流脉动特性是影响补燃循环多推力室液体火箭发动机安全运行的因素之一,气流脉动压力强度剧烈时将影响管路下游燃烧室燃烧稳定性及发动机的正常工作。为探究液体火箭发动机燃气管路气流脉动压力特性,对燃气管路进行了模化试验... 展开更多; 关键词液体火箭发动机补燃循环燃气管路脉动压力导流装置模化试验; 在线阅读下载PDF 职称材料

火药起动系统双喉道管路特性分析被引量：1: 3; 作者孙海雨刘志让明磊《火箭推进》 CAS 2010年第1期43-49,共7页; 起动系统工作特性是液体火箭发动机研究的重点之一。对于采用火药起动器起动的液体火箭发动机,火药起动器后双喉道管路对起动系统的功效以及发动机的起动性能影响巨大。针对火药起动器以及起动器后双喉道燃气管路建立了计算模型,并通过... 展开更多; 关键词液体火箭发动机火药起动系统双喉道燃气管路起动特性数值仿真; 在线阅读下载PDF 职称材料

火药起动系统对发动机起动性能的影响分析被引量：2: 4; 作者孙海雨刘志让《火箭推进》 CAS 2012年第4期32-37,共6页; 针对采用火药起动器起动的泵压开式循环液体火箭发动机,对其起动系统进行了分析和研究。建立了液体火箭发动机火药起动器计算模型和起动系统燃气管路流场计算模型。将所建立的起动系统模型应用于发动机系统仿真,对发动机火药起动过程进... 展开更多; 关键词液体火箭发动机起动系统火药起动器燃气管路数值仿真; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名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: 1; 作者周子杨宫武旗陈晖马冬英高远皓苏勇; 机构西安交通大学能源与动力工程学院西安航天动力研究所; 出处《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期54-62,共9页; 文摘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。; 关键词液体火箭发动机双推力室热试车启动过程导流锥燃气管路数值仿真; Keywords Liquid rocket engine Double thrust chamber Hot test Start-up Guide device Gas pipeline Numerical simulation; 分类号 V434 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名燃气管路气流脉动压力模化试验研究被引量：1: 2; 作者徐斯源陈晖王猛马键姜华宫武旗; 机构西安科技大学能源学院西安交通大学能源与动力工程学院西安航天动力研究所; 出处《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第5期335-343,共9页; 文摘燃气管路气流脉动特性是影响补燃循环多推力室液体火箭发动机安全运行的因素之一,气流脉动压力强度剧烈时将影响管路下游燃烧室燃烧稳定性及发动机的正常工作。为探究液体火箭发动机燃气管路气流脉动压力特性,对燃气管路进行了模化试验,分析了进口流量分别为额定值模拟流量65%,100%和108%下无导流装置和有导流装置的气流脉动压力变化特征。结果表明,带导流装置的燃气管路分叉处气流脉动压力标准差值减少约38%~50%,脉动压力功率谱能量减少约66%~88%;两出口管间气流脉动压力标准差相对大小值减少约11%~22%。导流装置在抑制气流脉动及改善气流稳定性方面效果显著,对燃气管路设计及气流优化具有参考价值。; 关键词液体火箭发动机补燃循环燃气管路脉动压力导流装置模化试验; Keywords Liquid rocket engine Staged combustion cycle Gas pipeline system Pressure fluctuation Guide device Modeling experiment; 分类号 V434 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名火药起动系统双喉道管路特性分析被引量：1: 3; 作者孙海雨刘志让明磊; 机构西安航天动力研究所航天推进技术研究院中国空军工程大学; 出处《火箭推进》 CAS 2010年第1期43-49,共7页; 文摘起动系统工作特性是液体火箭发动机研究的重点之一。对于采用火药起动器起动的液体火箭发动机,火药起动器后双喉道管路对起动系统的功效以及发动机的起动性能影响巨大。针对火药起动器以及起动器后双喉道燃气管路建立了计算模型,并通过试验数据对模型进行了验证。利用模型计算分析了火药起动器喷管喉部直径、起动器喷管扩张比、起动器及涡轮喷嘴喉径比等参数对火药起动器和燃气管路工作特性的影响。根据管路的工作特性,提出了一种双喉道燃气管路的设计方法。; 关键词液体火箭发动机火药起动系统双喉道燃气管路起动特性数值仿真; Keywords liquid rocket engine start-up system powder gas pipeline with two throats start-up characteristic simulation; 分类号 V434 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名火药起动系统对发动机起动性能的影响分析被引量：2: 4; 作者孙海雨刘志让; 机构西安航天动力研究所航天推进技术研究院; 出处《火箭推进》 CAS 2012年第4期32-37,共6页; 基金国家"863"项目(2008AA7050406); 文摘针对采用火药起动器起动的泵压开式循环液体火箭发动机,对其起动系统进行了分析和研究。建立了液体火箭发动机火药起动器计算模型和起动系统燃气管路流场计算模型。将所建立的起动系统模型应用于发动机系统仿真,对发动机火药起动过程进行仿真,分析了起动系统中火药起动器参数和燃气管路参数对发动机起动性能的影响,确定了主要影响参数和影响规律。火药起动器火药药柱内径、火药药柱长度以及燃气管路火药起动器喷管喉部直径为强影响因素;燃气管路涡轮喷嘴喉部直径和管路出口直径在确保发动机火药起动主要工况段燃气管路流场流态为额定工况流态的前提下,为弱影响因素。试验数据验证表明,发动机起动系统的仿真结果正确、可信。; 关键词液体火箭发动机起动系统火药起动器燃气管路数值仿真; Keywords liquid rocket engine start system solid start cartridge gas pipeline numerical simulation; 分类号 V430-34 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

	题名	作者	出处	发文年	被引量	操作
1	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	周子杨宫武旗陈晖马冬英高远皓苏勇	《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心	2024	0	在线阅读下载PDF 职称材料
2	燃气管路气流脉动压力模化试验研究	徐斯源陈晖王猛马键姜华宫武旗	《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心	2022	1	在线阅读下载PDF 职称材料
3	火药起动系统双喉道管路特性分析	孙海雨刘志让明磊	《火箭推进》 CAS	2010	1	在线阅读下载PDF 职称材料
4	火药起动系统对发动机起动性能的影响分析	孙海雨刘志让	《火箭推进》 CAS	2012	2	在线阅读下载PDF 职称材料