-
题名气氧/气甲烷针栓式喷注器参数化仿真优化
- 1
-
-
作者
郁焕礼
唐潮儿
-
机构
北京航天试验技术研究所
北京航天动力研究所
-
出处
《导弹与航天运载技术(中英文)》
北大核心
2025年第2期44-54,共11页
-
文摘
为研究气氧/气甲烷针栓式喷注器的燃烧性能,并讨论针栓式喷注器结构设计参数及推力室燃烧设计参数对燃烧性能的影响规律,采用数值仿真等方法进行理论分析。仿真结果表明:氧化剂中心式针栓式喷注器的燃烧性能更高;较大针栓头部角度和较小中间套筒距离下燃烧性能更高;较小针栓头部半径可以明显起到冷却针栓头部的作用,但燃烧性能有一定损失;速度比在1.1左右时,燃烧性能较高,且针栓头部温度较低;氧气和甲烷的混合比在3左右时,燃烧性能较高。
-
关键词
变推力发动机
数值仿真
针栓式喷注器
气气燃烧
气氧/气甲烷
-
Keywords
variable thrust engine
numerical simulation
pintle injector
gas-gas combustion
gas-oxygen/gas-methane
-
分类号
V434
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名针栓式喷注器的特点及设计方法
被引量：18
- 2
-
-
作者
安鹏
姚世强
王京丽
周文禄
-
机构
北京航天动力研究所
-
出处
《导弹与航天运载技术》
北大核心
2016年第3期50-54,共5页
-
文摘
在双组元液体火箭发动机中,相比传统的直流式或离心式喷注器,针栓式喷注器具有独特的几何结构形式及喷注特性。通过参阅国外的相关研究成果,介绍了针栓式喷注器原理、特点及应用情况,总结了针栓式喷注器设计参数的设计方法,从而提出针栓式喷注器结构方案的设计指导原则。
-
关键词
液体火箭发动机
针栓式喷注器
特点
设计方法
-
Keywords
Liprud rocket engine
Pintle injector
Characteristics
Design
-
分类号
V43
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名针栓式喷注器液氧/甲烷发动机燃烧特性数值仿真
被引量：2
- 3
-
-
作者
咸裕丰
孙冰
-
机构
北京航空航天大学宇航学院
-
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2021年第7期1561-1569,共9页
-
文摘
为研究针栓式喷注器结构对液氧/甲烷发动机推力室燃烧性能的影响,采用非绝热稳态扩散火焰面模型,并考虑真实流体的物性,对针栓式喷注器液氧/甲烷发动机推力室的跨临界燃烧和流动进行数值模拟。结果表明,针栓式喷注器发动机在推力室头部区域形成两个回流区;在一定范围内,减小针栓式喷注器径向喷注通道尺寸和针阀直径,可以提高燃烧室压力和燃气温度,从而提高推力室的燃烧性能;对于针阀伸进燃烧室长度,为提高推力室的燃烧性能,同时考虑推力室头部的冷却问题,应取越程比在1附近。
-
关键词
针栓式喷注器
液氧/甲烷发动机
推力室
燃烧特性
数值仿真
-
Keywords
Pintle injector
LOX/CH4 engine
Thrust chamber
Combustion characteristics
Numerical simulation
-
分类号
V434.13
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名针栓喷注式MMH/NTO推力室燃烧及传热数值仿真
被引量：15
- 4
-
-
作者
张连博
毛晓芳
汪凤山
徐旭
-
机构
北京航空航天大学宇航学院
北京控制工程研究所
-
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第10期1487-1494,共8页
-
文摘
为了研究针栓喷注器不同压降、动量比和雾化细度对燃烧室流场结构和推力室性能的影响,采用Euler-Lagrange方法对针栓喷注式双组元MMH/NTO自燃推进剂液体火箭发动机进行了燃烧流动与耦合传热数值仿真。燃料液滴喷射的初始条件由VOF方法计算获得,流场计算采用Realizable k-ε湍流模型及11组分4步反应化学动力学模型,流固耦合区域对流换热为耦合换热边界。结果显示,采用VOF方法获得的液滴初始喷射角度与实验值相差1.8%~3.5%;仿真计算室压与热试车结果相差2.73%。仿真研究表明：针栓喷注器的压降对燃烧室流场特性的影响要比动量比的影响更显著;对于内路为燃料外路为氧化剂的针栓喷注器而言,改善燃料路的雾化效果所获得的推力室性能比改善氧化剂路的雾化效果所获得的性能更敏感。
-
关键词
针栓式喷注器
自燃推进剂
液体火箭发动机
燃烧流动与传热
数值仿真
-
Keywords
Pintle injector
Hypergolic propellant
Liquid rocket engine
Combustion flow and heat transfer
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]
-
-
题名针栓式液氧/煤油发动机燃烧数值仿真
被引量：8
- 5
-
-
作者
俞南嘉
鲍启林
张洋
戴健
-
机构
北京航空航天大学宇航学院
-
出处
《火箭推进》
CAS
2018年第4期23-29,共7页
-
文摘
为了研究低温非自燃推进剂应用针栓式喷注器的流场分布规律,总结不同动量比对针栓式发动机燃烧流场的影响,采用数值仿真的方法研究针栓式液氧/煤油发动机的燃烧流场分布,仿真模型采用k-ε湍流模型、有限速率-涡耗散燃烧模型等。仿真结果表明:针栓式发动机在燃烧室内形成两个回流区,有利于燃烧室头部冷却;针栓式喷注器能够在燃烧室壁面形成液膜,提高了燃烧室壁面的热防护;随着动量比增加,燃烧高温区向燃烧室壁面靠近;动量比为1时,针栓式喷注器具有最佳的燃烧效率。
-
关键词
针栓式喷注器
数值仿真
仿真模型
燃烧效率
-
Keywords
pintle injector
numerical simulation
simulation model
combustion efficiency
-
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]
-
-
题名15:1气氧/煤油变推力火箭发动机设计及试验
被引量：10
- 6
-
-
作者
靳雨树
徐旭
朱韶华
项亮
-
机构
北京航空航天大学宇航学院
-
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018年第11期2438-2445,共8页
-
文摘
为了进一步提高变推力火箭发动机推力调节水平、拓宽推进剂使用范围、提升调节控制的技术能力,采用理论计算和地面试验的方法,设计了一款基于机械定位双调系统的气氧/煤油变推力火箭发动机,对变推力发动机的性能、针栓式喷注器的性能和机械定位双调系统的调节效果进行了研究。结果表明:气氧/煤油变推力火箭发动机在0.26～4.35MPa室压实现稳定燃烧,推力变化为57.30～864.70N,推力变化比达到15:1,最高燃烧效率达到97.14%;流量调节阀可精确调节推进剂流量,针栓式喷注器可主动控制喷注压降,达到机械定位双调系统的预期目标,展现出采用机械定位双调系统的该型变推力火箭发动机在深度变推力技术应用的优势。
-
关键词
火箭发动机
变推力
机械定位双调系统
针栓式喷注器
气液喷注
-
Keywords
Rocket engine
Variable thrust
Mechanical positioning dual-modulation scheme
Pintle injector
Gas-liquid injection
-
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]
-
-
题名无旋锥形液膜表面波不稳定性试验研究
被引量：6
- 7
-
-
作者
方昕昕
沈赤兵
康忠涛
-
机构
国防科技大学高超声速冲压发动机技术重点实验室
-
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016年第10期1893-1899,共7页
-
基金
国防科技大学2015年度优秀研究生创新资助项目(S150105)
-
文摘
为了研究针栓式喷注器无旋锥形液膜表面波不稳定特性,采用高速摄影获得了不同压降下表面波波动图像,测量了液膜表面波破碎点波长、振幅以及破碎长度等特征信息。利用试验结果修正了无旋锥形液膜色散方程中的参数C和ln(η_bη_0),并求解了色散方程。研究了喷注压降对液膜破碎长度、破碎时间以及破碎点波长的影响。结果表明:随着喷注压降的增加,液膜破碎长度和破碎时间均降低,并且降低趋势越来越缓,液膜表面波发展的非线性增强,理论值与试验值的偏差由3.9%增大到29.2%;液膜破碎位置处扰动波长随喷注压降的增加而降低,并且试验值比理论值偏大50%左右,无旋锥形液膜破碎模型可定性分析针栓式喷注器液膜表面波不稳定性。
-
关键词
针栓式喷注器
锥形液膜
色散方程
破碎长度
-
Keywords
Pintle injector
Conical sheets
Dispersion equation
Breakup length
-
分类号
V233.22
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
