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膏体推进剂脉冲火箭发动机新方案的理论和实验研究
被引量：
15
1
作者
宋明德
叶定友
吴心平
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1999年第1期1-5,共5页
提出了一种新的膏体推进剂脉冲火箭发动机设计方案及其再点火装置的设计与实现，建立了膏体推进剂在再点火装置中二维流动模型和传热模型，得到了发动机可靠点火时再点火装置温度、长度、通道直径和挤压压强间应满足的关系，以及发动机...
提出了一种新的膏体推进剂脉冲火箭发动机设计方案及其再点火装置的设计与实现，建立了膏体推进剂在再点火装置中二维流动模型和传热模型，得到了发动机可靠点火时再点火装置温度、长度、通道直径和挤压压强间应满足的关系，以及发动机熄火应满足的条件，还进行了原理性热试车，成功实现了多脉冲工作。
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关键词
脉冲式
火箭
发动机
触
变
推进剂
胶凝
推进剂
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职称材料
膏体推进剂发动机试验
被引量：
14
2
作者
沈铁华
杨敬贤
孙庆曼
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2004年第2期173-175,共3页
通过发动机试验系统,进行了膏体推进剂发动机热格栅点火试验和多次关机 启动试验研究。试验发动机带有供料装置,供料压强为7 5MPa,推进剂流量为51g s,喷管喉径为7mm,燃烧室平均压强约1 7MPa,总工作时间大于136s。试验获得了膏体发动机...
通过发动机试验系统,进行了膏体推进剂发动机热格栅点火试验和多次关机 启动试验研究。试验发动机带有供料装置,供料压强为7 5MPa,推进剂流量为51g s,喷管喉径为7mm,燃烧室平均压强约1 7MPa,总工作时间大于136s。试验获得了膏体发动机多次点火的特性参数和进行多次关机 启动的压强曲线。试验结果表明:选用的膏体推进剂具有很好的热格栅点火性能,点火参数分布较均匀;膏体发动机具有良好的能量可控性。
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关键词
触变推进剂火箭发动机
胶凝
推进剂
再点火
点火试验
启动试验
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职称材料
变推力液体火箭发动机研究进展
被引量：
3
3
作者
谭永华
潘匡志
+1 位作者
周康
兰晓辉
《中国航天》
2023年第5期24-31,共8页
液体火箭发动机通过将液体推进剂化学能转化为动能,作用在发动机上产生推力,是大型运载器的助推级、一级、二级、上面级及各类空间飞行器常用的动力装置。近年来,随着航天技术的发展,空间探索与空间战略资源竞争更加激烈,2022年全球航...
液体火箭发动机通过将液体推进剂化学能转化为动能,作用在发动机上产生推力,是大型运载器的助推级、一级、二级、上面级及各类空间飞行器常用的动力装置。近年来,随着航天技术的发展,空间探索与空间战略资源竞争更加激烈,2022年全球航天发射次数创新高。值得注意的是,仅美国太空探索技术(SpaceX)公司就执行了61次发射,发射次数接近我国火箭发射总次数,“灰背隼”(Merlin)系列发动机再次受到关注;同时,国际航天界也迎来了深空探测成果井喷期,大范围变推力发动机技术作为探测器月面软着陆主要技术支撑,引发了新一轮变推力液体火箭发动机技术研究热潮。
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关键词
液体
火箭
发动机
变
推力
发动机
液体
推进剂
空间飞行器
太空探索
火箭
发射
空间探索
航天发射
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职称材料
非同轴式喉栓变推力固体发动机试验
被引量：
14
4
作者
王毅林
何国强
+1 位作者
李江
秦飞
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2008年第1期43-46,共4页
设计了非同轴式喉栓变推力固体发动机试验系统,进行了变推力原理性试验研究。解决了试验中出现的喉栓结构完整性问题;基于内弹道计算,分析了喉栓变推力固体发动机的压强特性;通过喉栓不同运动过程的试验,开展了喉栓发动机压强特性研究;...
设计了非同轴式喉栓变推力固体发动机试验系统,进行了变推力原理性试验研究。解决了试验中出现的喉栓结构完整性问题;基于内弹道计算,分析了喉栓变推力固体发动机的压强特性;通过喉栓不同运动过程的试验,开展了喉栓发动机压强特性研究;通过试验结果的对比分析,发现了影响发动机压强爬升的主要因素。试验验证了喉栓式变推力固体发动机的原理可行,以及所设计的非同轴式喉栓变推力固体发动机试验系统可行,满足试验研究需求。
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关键词
固体
推进剂
火箭
发动机
变
推力
喉栓
试验
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职称材料
控制流参数对涡流阀变推力固体发动机性能的影响
被引量：
6
5
作者
魏祥庚
何国强
+2 位作者
李江
陈剑
余晓京
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009年第5期571-575,共5页
以涡流阀变推力发动机为研究对象,利用涡流阀变推力发动机实验系统以及三维数值模拟,研究了控制流压强、流量、速度以及温度对推力调节性能的影响。研究结果表明:在其他条件一样的情况下,提高控制流的温度能够提高发动机的推力调节比;...
以涡流阀变推力发动机为研究对象,利用涡流阀变推力发动机实验系统以及三维数值模拟,研究了控制流压强、流量、速度以及温度对推力调节性能的影响。研究结果表明:在其他条件一样的情况下,提高控制流的温度能够提高发动机的推力调节比;提高控制流的流量会增加发动机的推力调节比;提高控制流的速度有利于提高发动机的推力调节比。
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关键词
固体
推进剂
火箭
发动机
变
推力
火箭
发动机
推力调节+
涡流阀+
数值仿真
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职称材料
分级燃烧循环发动机启动过程的变结构控制
6
作者
黄敏超
刘昆
张育林
《上海航天》
2002年第6期7-9,28,共4页
针对分级燃烧循环液体火箭发动机启动过程的特点 ,提出了一种变结构控制系统。将启动过程的控制量分解为期望控制输入和随机反馈控制输入 ,后者由变结构控制律来确定。选择发动机涡轮泵转速、预燃室和燃烧室压力作为跟踪状态变量构造线...
针对分级燃烧循环液体火箭发动机启动过程的特点 ,提出了一种变结构控制系统。将启动过程的控制量分解为期望控制输入和随机反馈控制输入 ,后者由变结构控制律来确定。选择发动机涡轮泵转速、预燃室和燃烧室压力作为跟踪状态变量构造线性切换函数 ,采用分段的等速趋近率实现滑动模态控制。这种变结构控制结构简单且具有较强的鲁棒性 ,使发动机启动过程的稳定性增强。仿真研究验证了变结构控制系统的有效性。
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关键词
分级燃烧循环
发动机
启动过程
液体
推进剂
火箭
发动机
变
结构控制
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职称材料
双组元微型变轨发动机
被引量：
3
7
作者
葛国华
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1998年第4期7-10,共4页
介绍了本所研制的微型变轨发动机，其主要技术特点是双组元差动式电磁阀、层板喷注器、Ｃ／Ｃ推力室以及喷注器与推力室的焊接联接。试车表明，该发动机性能稳定、工作可靠，满足设计要求。
关键词
双元
推进剂
火箭
发动机
微型
变
轨控制
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职称材料
CZ-2C/FP运载系统变轨发动机(FG-47)
8
作者
陆象荣
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
1998年第4期4-6,共3页
ＦＧ４７固体发动机是ＣＺ２Ｃ／ＦＰ运载系统轨道转移动力装置，它可以将卫星（如铱星）从椭圆停泊轨道转移到６３０ｋｍ圆形运行轨道。该发动机由中国航天工业总公司河西化工机械公司研制，于１９９７年９月首飞成功，将一个模拟...
ＦＧ４７固体发动机是ＣＺ２Ｃ／ＦＰ运载系统轨道转移动力装置，它可以将卫星（如铱星）从椭圆停泊轨道转移到６３０ｋｍ圆形运行轨道。该发动机由中国航天工业总公司河西化工机械公司研制，于１９９７年９月首飞成功，将一个模拟卫星送入轨道。
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关键词
轨道转移
固体
推进剂
火箭
发动机
变
轨
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职称材料
针栓喷注器中心推进剂偏转角模型分析研究
被引量：
3
9
作者
张波涛
李平
+1 位作者
王凯
陈宏玉
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2021年第7期1534-1543,共10页
为了实现针栓喷注器中心推进剂偏转角的准确预测,基于流场分析建立了中心推进剂偏转角理论模型。从动量守恒方程推导了中心推进剂偏转角公式,通过数值仿真和试验结果对其进行验证,并分析了工况参数和结构参数对中心推进剂偏转角的影响...
为了实现针栓喷注器中心推进剂偏转角的准确预测,基于流场分析建立了中心推进剂偏转角理论模型。从动量守恒方程推导了中心推进剂偏转角公式,通过数值仿真和试验结果对其进行验证,并分析了工况参数和结构参数对中心推进剂偏转角的影响规律。结果表明:理论模型预测值与数值仿真和试验结果很好地吻合,套筒遮挡喷注面积对偏转角影响最大,在变推力时偏转角随着套筒遮挡喷注面积增加而减小。喷注压降、中心筒壁厚和底部凹腔深度对中心偏转角影响很小,当套筒遮挡喷注面积一定时,中心筒底部有凹腔的偏转角比没有凹腔的偏转角约大6°,该模型为针栓喷注器工程设计和进一步精确计算变推力下的雾化角提供了重要参考。
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关键词
液体
火箭
发动机
喷注器
推进剂
流场
变
推力
数值仿真
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职称材料
线性可调汽蚀文氏管设计与数值仿真研究
被引量：
5
10
作者
唐飞
李永
+2 位作者
耿永兵
李文
林长杰
《空间控制技术与应用》
2013年第6期12-16,22,共6页
可调汽蚀文氏管是变推力火箭发动机实现推进剂流量和推力大范围调节的关键部件.在设计线性可调汽蚀文氏管模型的基础上,采用基于Rayleigh-Plesset方程的混合流体模型,进行了相关的数值分析.计算结果表明:设计的线性可调汽蚀文氏管可以...
可调汽蚀文氏管是变推力火箭发动机实现推进剂流量和推力大范围调节的关键部件.在设计线性可调汽蚀文氏管模型的基础上,采用基于Rayleigh-Plesset方程的混合流体模型,进行了相关的数值分析.计算结果表明:设计的线性可调汽蚀文氏管可以实现流量的大范围调节,并且流量与调节锥行程呈线性变化关系,满足设计要求.
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关键词
可调汽蚀文氏管
变
推力
火箭
发动机
混合比调节
推进剂
流量调节
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职称材料
题名
膏体推进剂脉冲火箭发动机新方案的理论和实验研究
被引量：
15
1
作者
宋明德
叶定友
吴心平
机构
陕西动力机械研究所
浙江工业大学机电工程学院
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1999年第1期1-5,共5页
基金
国家自然科学基金
文摘
提出了一种新的膏体推进剂脉冲火箭发动机设计方案及其再点火装置的设计与实现，建立了膏体推进剂在再点火装置中二维流动模型和传热模型，得到了发动机可靠点火时再点火装置温度、长度、通道直径和挤压压强间应满足的关系，以及发动机熄火应满足的条件，还进行了原理性热试车，成功实现了多脉冲工作。
关键词
脉冲式
火箭
发动机
触
变
推进剂
胶凝
推进剂
Keywords
Impulse rocket motor,Thixotropic propellant rocket engine,Reignition,Gelled propellant
分类号
V435.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
膏体推进剂发动机试验
被引量：
14
2
作者
沈铁华
杨敬贤
孙庆曼
机构
上海新力动力设备研究所
上海新风化工研究所
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2004年第2期173-175,共3页
文摘
通过发动机试验系统,进行了膏体推进剂发动机热格栅点火试验和多次关机 启动试验研究。试验发动机带有供料装置,供料压强为7 5MPa,推进剂流量为51g s,喷管喉径为7mm,燃烧室平均压强约1 7MPa,总工作时间大于136s。试验获得了膏体发动机多次点火的特性参数和进行多次关机 启动的压强曲线。试验结果表明:选用的膏体推进剂具有很好的热格栅点火性能,点火参数分布较均匀;膏体发动机具有良好的能量可控性。
关键词
触变推进剂火箭发动机
胶凝
推进剂
再点火
点火试验
启动试验
Keywords
Gels
Ignition
Solid propellants
Starting
Testing
分类号
V435.6 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
变推力液体火箭发动机研究进展
被引量：
3
3
作者
谭永华
潘匡志
周康
兰晓辉
机构
航天推进技术研究院
西安航天动力研究所
出处
《中国航天》
2023年第5期24-31,共8页
文摘
液体火箭发动机通过将液体推进剂化学能转化为动能,作用在发动机上产生推力,是大型运载器的助推级、一级、二级、上面级及各类空间飞行器常用的动力装置。近年来,随着航天技术的发展,空间探索与空间战略资源竞争更加激烈,2022年全球航天发射次数创新高。值得注意的是,仅美国太空探索技术(SpaceX)公司就执行了61次发射,发射次数接近我国火箭发射总次数,“灰背隼”(Merlin)系列发动机再次受到关注;同时,国际航天界也迎来了深空探测成果井喷期,大范围变推力发动机技术作为探测器月面软着陆主要技术支撑,引发了新一轮变推力液体火箭发动机技术研究热潮。
关键词
液体
火箭
发动机
变
推力
发动机
液体
推进剂
空间飞行器
太空探索
火箭
发射
空间探索
航天发射
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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职称材料
题名
非同轴式喉栓变推力固体发动机试验
被引量：
14
4
作者
王毅林
何国强
李江
秦飞
机构
西北工业大学航天学院
出处
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2008年第1期43-46,共4页
文摘
设计了非同轴式喉栓变推力固体发动机试验系统,进行了变推力原理性试验研究。解决了试验中出现的喉栓结构完整性问题;基于内弹道计算,分析了喉栓变推力固体发动机的压强特性;通过喉栓不同运动过程的试验,开展了喉栓发动机压强特性研究;通过试验结果的对比分析,发现了影响发动机压强爬升的主要因素。试验验证了喉栓式变推力固体发动机的原理可行,以及所设计的非同轴式喉栓变推力固体发动机试验系统可行,满足试验研究需求。
关键词
固体
推进剂
火箭
发动机
变
推力
喉栓
试验
Keywords
solid propellant rocket motor
variable thrust
pintle
test
分类号
V435 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
控制流参数对涡流阀变推力固体发动机性能的影响
被引量：
6
5
作者
魏祥庚
何国强
李江
陈剑
余晓京
机构
西北工业大学燃烧
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009年第5期571-575,共5页
文摘
以涡流阀变推力发动机为研究对象,利用涡流阀变推力发动机实验系统以及三维数值模拟,研究了控制流压强、流量、速度以及温度对推力调节性能的影响。研究结果表明:在其他条件一样的情况下,提高控制流的温度能够提高发动机的推力调节比;提高控制流的流量会增加发动机的推力调节比;提高控制流的速度有利于提高发动机的推力调节比。
关键词
固体
推进剂
火箭
发动机
变
推力
火箭
发动机
推力调节+
涡流阀+
数值仿真
Keywords
Solid propellant rocket motor
Rocket engine with variable thrust
Thrust modulation+
Vortex valve+
Numerical simulation
分类号
V435.23 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
在线阅读
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职称材料
题名
分级燃烧循环发动机启动过程的变结构控制
6
作者
黄敏超
刘昆
张育林
机构
国防科技大学航天与材料工程学院
出处
《上海航天》
2002年第6期7-9,28,共4页
基金
国家自然科学基金项目 (5 98860 0 3 )
文摘
针对分级燃烧循环液体火箭发动机启动过程的特点 ,提出了一种变结构控制系统。将启动过程的控制量分解为期望控制输入和随机反馈控制输入 ,后者由变结构控制律来确定。选择发动机涡轮泵转速、预燃室和燃烧室压力作为跟踪状态变量构造线性切换函数 ,采用分段的等速趋近率实现滑动模态控制。这种变结构控制结构简单且具有较强的鲁棒性 ,使发动机启动过程的稳定性增强。仿真研究验证了变结构控制系统的有效性。
关键词
分级燃烧循环
发动机
启动过程
液体
推进剂
火箭
发动机
变
结构控制
Keywords
Liquid propellant rocket engine
Variable structure control
Dynamic process
分类号
V433 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
双组元微型变轨发动机
被引量：
3
7
作者
葛国华
机构
上海动力机械研究所
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1998年第4期7-10,共4页
文摘
介绍了本所研制的微型变轨发动机，其主要技术特点是双组元差动式电磁阀、层板喷注器、Ｃ／Ｃ推力室以及喷注器与推力室的焊接联接。试车表明，该发动机性能稳定、工作可靠，满足设计要求。
关键词
双元
推进剂
火箭
发动机
微型
变
轨控制
Keywords
Bipropellant rocket engine,Microrocket engine,Thrust control,Transfer orbital control
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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职称材料
题名
CZ-2C/FP运载系统变轨发动机(FG-47)
8
作者
陆象荣
机构
中国航天工业总公司河西化工机械公司
出处
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
1998年第4期4-6,共3页
文摘
ＦＧ４７固体发动机是ＣＺ２Ｃ／ＦＰ运载系统轨道转移动力装置，它可以将卫星（如铱星）从椭圆停泊轨道转移到６３０ｋｍ圆形运行轨道。该发动机由中国航天工业总公司河西化工机械公司研制，于１９９７年９月首飞成功，将一个模拟卫星送入轨道。
关键词
轨道转移
固体
推进剂
火箭
发动机
变
轨
Keywords
Orbit transfer Solid propellant rocket engine Launch vehicle
分类号
V435 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
针栓喷注器中心推进剂偏转角模型分析研究
被引量：
3
9
作者
张波涛
李平
王凯
陈宏玉
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
航天推进技术研究院
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2021年第7期1534-1543,共10页
基金
国家重大基础研究(613193)。
文摘
为了实现针栓喷注器中心推进剂偏转角的准确预测,基于流场分析建立了中心推进剂偏转角理论模型。从动量守恒方程推导了中心推进剂偏转角公式,通过数值仿真和试验结果对其进行验证,并分析了工况参数和结构参数对中心推进剂偏转角的影响规律。结果表明:理论模型预测值与数值仿真和试验结果很好地吻合,套筒遮挡喷注面积对偏转角影响最大,在变推力时偏转角随着套筒遮挡喷注面积增加而减小。喷注压降、中心筒壁厚和底部凹腔深度对中心偏转角影响很小,当套筒遮挡喷注面积一定时,中心筒底部有凹腔的偏转角比没有凹腔的偏转角约大6°,该模型为针栓喷注器工程设计和进一步精确计算变推力下的雾化角提供了重要参考。
关键词
液体
火箭
发动机
喷注器
推进剂
流场
变
推力
数值仿真
Keywords
Liquid rocket engine
Injector
Propellant
Flow field
Variable thrust
Numerical simulation
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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职称材料
题名
线性可调汽蚀文氏管设计与数值仿真研究
被引量：
5
10
作者
唐飞
李永
耿永兵
李文
林长杰
机构
北京控制工程研究所
出处
《空间控制技术与应用》
2013年第6期12-16,22,共6页
基金
国家高技术研究发展计划(863)资助项目(2011AA8015025C)
文摘
可调汽蚀文氏管是变推力火箭发动机实现推进剂流量和推力大范围调节的关键部件.在设计线性可调汽蚀文氏管模型的基础上,采用基于Rayleigh-Plesset方程的混合流体模型,进行了相关的数值分析.计算结果表明:设计的线性可调汽蚀文氏管可以实现流量的大范围调节,并且流量与调节锥行程呈线性变化关系,满足设计要求.
关键词
可调汽蚀文氏管
变
推力
火箭
发动机
混合比调节
推进剂
流量调节
Keywords
throttling cavitation venturi
throttling rocket engine
mixture ratio adjustment
regulate thepropellant flux
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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职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
膏体推进剂脉冲火箭发动机新方案的理论和实验研究
宋明德
叶定友
吴心平
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1999
15
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职称材料
2
膏体推进剂发动机试验
沈铁华
杨敬贤
孙庆曼
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2004
14
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职称材料
3
变推力液体火箭发动机研究进展
谭永华
潘匡志
周康
兰晓辉
《中国航天》
2023
3
在线阅读
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职称材料
4
非同轴式喉栓变推力固体发动机试验
王毅林
何国强
李江
秦飞
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2008
14
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职称材料
5
控制流参数对涡流阀变推力固体发动机性能的影响
魏祥庚
何国强
李江
陈剑
余晓京
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009
6
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职称材料
6
分级燃烧循环发动机启动过程的变结构控制
黄敏超
刘昆
张育林
《上海航天》
2002
0
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职称材料
7
双组元微型变轨发动机
葛国华
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1998
3
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职称材料
8
CZ-2C/FP运载系统变轨发动机(FG-47)
陆象荣
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
1998
0
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职称材料
9
针栓喷注器中心推进剂偏转角模型分析研究
张波涛
李平
王凯
陈宏玉
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2021
3
在线阅读
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职称材料
10
线性可调汽蚀文氏管设计与数值仿真研究
唐飞
李永
耿永兵
李文
林长杰
《空间控制技术与应用》
2013
5
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职称材料
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