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题名氢氧全流量补燃循环发动机富燃预燃室试验
被引量：4
- 1
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作者
金平
俞南嘉
邬志岐
张国舟
蔡国飙
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机构
北京航空航天大学宇航学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2008年第3期273-277,共5页
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文摘
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。
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关键词
全流量补燃循环发动机^+
预燃室
喷注器排布方案^+
试验
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Keywords
Full flow staged combustion cycle engine ^＋
Precombustion chamber
Injector layout
Test
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分类号
V434.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名补燃循环发动机燃气发生器工作效率的研究方法
被引量：1
- 2
-
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作者
李小平
刘站国
葛李虎
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机构
中国航天科技集团公司第六研究院十一所
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出处
《火箭推进》
CAS
2002年第6期1-4,共4页
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文摘
本文根据某型号发动机热试采集的数据,通过建立燃气发生器和涡轮静子工作时的控制方程,计算了该发动机在稳定工作段燃气发生器的室压、混合比、燃气温度等性能参数的变化规律,在考虑了推进剂温升的情况下,计算了在稳定工作时燃气发生器的工作效率。本文的计算方法对补燃循环发动机燃气发生器的性能分析和深入研究具有一定的参考价值。
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关键词
补燃循环发动机
燃气发生器
数学建模
工作效率
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分类号
V432
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名补燃循环发动机发展史
- 3
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作者
付元
卢天寿
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出处
《火箭推进》
CAS
1995年第6期12-19,共8页
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文摘
60年代初是液体火箭发动机研制和发展的重要时期。为增加发动机比冲而作的一些研究使人们逐渐对高室压工况感兴趣;同时,补燃循环作为一种能从化学反应中获得最多能量的方法也开始进行探索。由空军支持的一个重要研究计划是研究使用可贮存液体、推进剂,推力在4452.2kN 到8894.6kN 的发动机的可能性。这些方案提出了使用超临界 N_2O_4作再生冷却液的实验鉴定技术和在喷注器与推力室壳体的制造中采用光刻技术。NASA 开始的先进发动机设计研究为高压补燃发动机指明了方向,随后在17.5MPa 压力下完成的次高压补燃燃烧试验,证明了燃烧系统的可靠性。空军也致力于高扬程氧泵和高室压 O_2/H_2补燃发动机(XLP—129)的研究,这些研究为 SSME 的涡轮和循环系统奠定了基础。
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关键词
补燃循环发动机
-
分类号
V434
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名液氢/液氧全流量补燃循环发动机启动特性分析
- 4
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作者
安山
俞南嘉
张源俊
周闯
何浩东
郑力豪
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机构
北京航空航天大学宇航学院
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出处
《火箭推进》
2025年第4期48-60,共13页
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文摘
针对200吨级全流量补燃循环液氢/液氧发动机,建立了全流量补燃循环发动机系统仿真模型,对发动机从初级工况向主级工况的启动过程进行动态特性的研究,对比了不同的泵入口压力、温度、阀门时序、预燃室和主燃室的点火间隔时间对启动过程动态特性的影响。仿真结果表明,在液氢/液氧全流量补燃循环发动机的增压输送系统设计中,应当优先保障推进剂的温度,特别是液氢推进剂。全流量补燃循环发动机启动过程中需要注意匹配氧涡轮泵与燃料涡轮泵的起旋幅度与爬升速率,合理设置点火间隔时间和打开时差,使得氧泵和燃料泵的做功能力均可将推进剂送入两预燃室内,而不出现断流、倒流的危险情况。
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关键词
全流量补燃循环发动机
氢氧发动机
系统仿真模型
启动过程
动态特性
-
Keywords
full-flow staged combustion cycle engine
hydrogen oxygen engine
system simulation model
starting process
dynamic characteristics
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分类号
V434
[航空宇航科学技术]
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题名补燃循环液体火箭发动机起动过程的时序分析
- 5
-
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作者
王新建
黄敏超
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机构
中国人民解放军国防科技大学
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出处
《火箭推进》
CAS
2000年第5期1-5,共5页
-
文摘
在大量试验数据的基础上,经过理论分析并结合国外专家的仿真经验,确定了新一代高性能补燃循环发动机的阀门参数和起动时序。虽然只是理论分析;但结合了试验数据,在一定程度上真实反映了发动机的动态过程,所得出的结论与事实非常相似。
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关键词
新一代高性能补燃循环发动机
时序分析
起动过程
-
分类号
V434
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名220 tf补燃循环氢氧发动机研制进展
被引量：5
- 6
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作者
孙纪国
郑孟伟
龚杰峰
陶瑞峰
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机构
北京航天动力研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2022年第2期11-20,共10页
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文摘
220 tf补燃循环氢氧发动机设计用于重型运载火箭。通过多方案对比论证,优化确定了发动机采用单富氢预燃室并联驱动氢氧主涡轮泵、推力室与喷管串联冷却的系统方案。梳理了强耦合系统控制、高压大流量燃烧装置、高效大功率涡轮泵等多项核心关键技术。开展了从缩尺到全尺、从组件到分系统的大量攻关试验研究,并最终成功实现了发动机半系统试验。试验结果初步验证了发动机系统方案的正确性和核心分系统的工作协调性,初步获得了主要组件的性能特性,为后续发动机工程研制奠定了重要基础。发动机设计真空比冲453 s,具备60~100推力调节和多次点火、故障诊断等先进功能,将在航天运输领域具有广泛用途。
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关键词
220
tf
补燃循环氢氧发动机
单富氢预燃室
并联涡轮泵
半系统试验
-
Keywords
220 tf
staged combustion cycle LH_(2)/LOX engine
single fuel-rich preburner
parallel turbopumps
semi-system engine test
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分类号
V434
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名液体火箭发动机泵动态特性水力试验研究
被引量：2
- 7
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作者
杜大华
黄金平
邢理想
徐浩海
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机构
西安航天动力研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2013年第3期50-57,共8页
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基金
国家863项目(2006AA705311)
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文摘
为了获取新一代大型运载火箭POGO稳定性分析及液体火箭发动机动力学研究等所必需的发动机泵动力学传递函数,进行了以常温水为试验介质、全尺寸降转速液氧/煤油补燃循环发动机氧泵的动态特性水力试验,对试验原理、试验模拟准则、隔离贮箱设计、激励系统设计、控制和测量分析系统设计、试验内容及数据分析方法等进行了深入探讨。通过试验成功地识别出泵的POGO动特性参数及参数的规律特点,为其他水力试验和真实介质试验储备经验。
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关键词
水力试验
泵
液氧
煤油补燃循环发动机
POGO
-
Keywords
hydraulic test
pump
LOX/kerosene staged combustion cycle engine
POGO
-
分类号
V434-34
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名气驱预压涡轮泵对发动机液氧路频率特性影响
被引量：4
- 8
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作者
何闯
邢理想
徐浩海
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机构
西安航天动力研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2021年第1期76-82,共7页
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基金
国家自然科学基金(51775412)。
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文摘
液氧/煤油补燃循环发动机液氧路频率特性对于火箭POGO振动和发动机动力学特性具有重要的意义。以某型液氧/煤油补燃循环发动机氧路流体系统为研究对象,重点考虑气涡轮和泵动态特性的影响建立了系统线性化小偏差频域模型。应用复系数状态空间矩阵法计算了气涡轮压比、氧预压泵动态增益、燃气掺混段特性对系统频率特性的影响。研究结果表明:预压涡轮低压比状态下,系统响应幅值变大,预压涡轮压比对系统频率影响较小;预压泵动态增益越大,系统频率越低,幅值越大;燃气掺混段长度越大,系统频率越低,幅值越小。
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关键词
液氧/煤油补燃循环发动机
预压涡轮泵
频率特性
POGO
传递矩阵
-
Keywords
LOX/kerosene staged combustion cycle rocket engine
pre-pressurized turbo-pump
frequency characteristics
POGO
transmission matrix
-
分类号
V434.21
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名全流量补燃循环气气燃烧相似性缩尺试验研究
被引量：7
- 9
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作者
高玉闪
刘小勇
金平
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机构
西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室
北京航空航天大学宇航学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2019年第7期1554-1559,共6页
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基金
国家高技术资助项目
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文摘
为指导全流量补燃循环发动机推力室全尺寸气气喷注器设计,采用气氢/气氧推进剂,在带可视化窗口的燃烧室中开展了气气燃烧流场相似性缩尺试验研究。采用高速摄影仪获得了不同流量工况下,同轴剪切喷嘴稳定燃烧和不稳定燃烧两种状态下近喷嘴区域的燃烧火焰结构,并分析了不稳定燃烧的频率特性。结果表明:在保持推进剂种类、推进剂混合比、推进剂温度、燃烧室及喷嘴结构尺寸不变的情况下,随着喷嘴流量的逐步增大,稳定燃烧和不稳定燃烧的喷嘴出口火焰结构均有一定的相似性,且不稳定燃烧的频率相同。
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关键词
全流量补燃循环发动机
喷注器
气气燃烧
相似性
缩尺
-
Keywords
Full flow stage combustion cycle engine
Injector
Gas-gas combustion
Similarity
Reduced-scale
-
分类号
V235.113
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名富氧预燃室初步试验研究
被引量：6
- 10
-
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作者
俞南嘉
蔡国飙
张国舟
金平
汪小卫
李茂
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机构
北京航空航天大学宇航学院
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出处
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2006年第5期834-838,共5页
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文摘
为了研究全流量补燃循环发动机中富氧预燃室的点火以及燃烧特性,对点火方案和预燃室方案进行了分析。通过对多种预燃室结构形式和点火方式的比较,提出了适合于富氧预燃室初步试验要求的点火方案,研制了热表面谐振点火器并采用间接点火方式研制了氢氧火炬点火器。点火器的试验结果表明氢氧火炬点火器能够多次可靠地点火并生成稳定的点火火炬。由于不受谐振产生条件的限制,氢气和氧气的流量和混合比可以在较大的范围内选择,生成点火火炬的温度范围也很宽。对确定的富氧预燃室方案进行了设计加工,经过三个阶段的热试车,富氧预燃室的关键参数均达到了设计要求,结构无烧蚀,工作可靠,完全可以满足全流量补燃循环发动机系统对富氧预燃室的要求。
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关键词
全流量补燃循环发动机
富氧预燃室
点火
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Keywords
Full-flow staged combustion cycle engine
Oxidizer-rich preburner
Ignition
-
分类号
V431
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
