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长通道固体火箭发动机点火瞬态数值分析被引量：12: 1; 作者郜冶刘平安胡伟《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第8期988-991,1011,共5页; 以N-S方程、k-ε湍流模型为基础,采用计算流体软件Fluent的源相法和UDF(用户自定义函数)技术对长通道内外燃管型装药固体火箭发动机瞬时点火过程进行了轴对称数值分析,并对点火控制方案进行了优化.计算结果表明,所模拟点火压强时间曲线... 展开更多; 关键词长通道固体火箭发动机点火瞬态优化数值分析; 在线阅读下载PDF 职称材料

基于部分通道移位与最优目标估计的固体发动机药柱超分辨率重建: 2; 作者辛赏吕梅柏 +2 位作者李炜李井东张高乐《固体火箭技术》北大核心 2025年第5期782-790,共9页; 固体火箭发动机的可靠性在很大程度上取决于药柱结构完整性,而微小缺陷的准确检测是确保药柱结构完整性的关键。传统无损检测技术因分辨率的限制难以准确检测这些微小缺陷,故而提出了一种基于部分通道移位(PCS)和最优目标估计(OOE)的图... 展开更多; 关键词超分辨率重建固体火箭发动机药柱结构完整性微小缺陷检测部分通道移位最优目标估计; 在线阅读下载PDF 职称材料

长时间工作固体火箭发动机长尾喷管外绝热装置设计: 3; 作者王相宇向进 +5 位作者章惠君王鹍鹏余小波朱雯娟刘梦珂马以博《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期629-637,共9页; 固体火箭发动机长尾喷管周围一般安装有电子仪器,故而对喷管壳体表面温度有严格的限制。对于某长时间工作的发动机,为满足喷管壳体表面温度要求,同时降低消极质量,设计了一种新型双腔外绝热装置,以实现在较小的消极质量下具有较好的绝... 展开更多; 关键词固体火箭发动机长时间工作长尾喷管外绝热装置; 在线阅读下载PDF 职称材料

小推力长时间工作固体火箭发动机初步试验研究被引量：6: 4; 作者熊文波刘宇 +2 位作者任军学于泉司学龙《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第4期413-417,共5页; 为了实现小推力固体火箭发动机的长时间工作,对4种采用复合推进剂端燃药柱的发动机进行设计和试车,工作时间分别达到75、105、145、235 s。试验结果表明,该发动机设计方案合理,采用这种C/C喉衬的复合结构喷管实现长时间工作是完全可行... 展开更多; 关键词固体火箭发动机长时间工作复合推进剂端燃药柱发动机试验; 在线阅读下载PDF 职称材料

小推力长工作时间固体火箭发动机喷管温度仿真分析被引量：1: 5; 作者邓康清王鹍鹏 +6 位作者余小波向进朱雯娟王相宇杨育文汤亮张琪敏《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2023年第4期507-513,共7页; 利用FLUENT发展了一种瞬态流-固-热一体化一步耦合三维有限元分析方法,并用该方法分析了一种采用无铝PET推进剂的小推力长工作时间(130 s)固体火箭发动机喷管温度场分布情况。分析结果表明,从喷管中心到喷管表面温度逐渐降低,喷管喉部... 展开更多; 关键词固体火箭发动机喷管长工作时间流-热-固耦合温度场分布; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名长通道固体火箭发动机点火瞬态数值分析被引量：12: 1; 作者郜冶刘平安胡伟; 机构哈尔滨工程大学航天与建筑工程学院; 出处《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第8期988-991,1011,共5页; 基金国家自然科学基金资助项目(10972063) 中央高校基本科研业务基金资助项目(HEUCF100203); 文摘以N-S方程、k-ε湍流模型为基础,采用计算流体软件Fluent的源相法和UDF(用户自定义函数)技术对长通道内外燃管型装药固体火箭发动机瞬时点火过程进行了轴对称数值分析,并对点火控制方案进行了优化.计算结果表明,所模拟点火压强时间曲线与试车曲线吻合较好,优化方案可明显降低点火延迟.使用优化方案作为下一步点火设计改进的依据.该方法可为发动机的点火设计和试验提供参考.; 关键词长通道固体火箭发动机点火瞬态优化数值分析; Keywords long passage SRM ignition transient optimization numerical analysis; 分类号 V435 [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

题名基于部分通道移位与最优目标估计的固体发动机药柱超分辨率重建: 2; 作者辛赏吕梅柏李炜李井东张高乐; 机构西北工业大学航天学院陕西电器研究所; 出处《固体火箭技术》北大核心 2025年第5期782-790,共9页; 文摘固体火箭发动机的可靠性在很大程度上取决于药柱结构完整性,而微小缺陷的准确检测是确保药柱结构完整性的关键。传统无损检测技术因分辨率的限制难以准确检测这些微小缺陷,故而提出了一种基于部分通道移位(PCS)和最优目标估计(OOE)的图像超分辨率重建算法(PCSOOE),旨在提高药柱图像的质量,从而更准确地检测微小缺陷。通过PCS策略扩展模型的有效感受野(ERF),并通过OOE技术为图像的每个区域确定最优目标,生成高分辨率图像(HR)的超分辨率输出。结果表明,该方法在提高图像分辨率的同时,能够有效减少伪影和提高图像质量;在多个数据集上的峰值信噪比(PSNR)和结构相似性(SSIM)相较于传统方法平均提升了12%和17%,与次优算法相比分别提高了4%和5%;该方法还有效减少了参数量和计算量,为药柱图像的超分辨率重建提供了一种有效的技术手段。; 关键词超分辨率重建固体火箭发动机药柱结构完整性微小缺陷检测部分通道移位最优目标估计; Keywords super-resolution reconstruction solid rocket motor structural integrity of grain tiny defects detection partial channel shift optimal objective estimation; 分类号 V435 [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

题名长时间工作固体火箭发动机长尾喷管外绝热装置设计: 3; 作者王相宇向进章惠君王鹍鹏余小波朱雯娟刘梦珂马以博; 机构湖北航天化学技术研究所中国空空导弹研究院; 出处《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期629-637,共9页; 文摘固体火箭发动机长尾喷管周围一般安装有电子仪器,故而对喷管壳体表面温度有严格的限制。对于某长时间工作的发动机,为满足喷管壳体表面温度要求,同时降低消极质量,设计了一种新型双腔外绝热装置,以实现在较小的消极质量下具有较好的绝热性能。对该绝热装置进行了内流场及传热计算分析,而后进行了绝热结构优化及试验验证。结果表明:该双腔外绝热装置可以将长时间工作固体火箭发动机长尾喷管外壁温度从483℃降低至103℃,降低约78.7%;而采用同等材料同等质量的常规外防护装置只能从483℃降低至227℃,降低约53.0%;而要达到相同的防护效果,同等材料常规外防护装置的质量将增加约160%。双腔外绝热装置中段及尾端处温度随时间变化趋势与实测结果吻合较好,有望应用于其他长时间工作发动机。; 关键词固体火箭发动机长时间工作长尾喷管外绝热装置; Keywords solid rocket motor long-time working long-tail nozzle external insulation device; 分类号 V435 [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

题名小推力长时间工作固体火箭发动机初步试验研究被引量：6: 4; 作者熊文波刘宇任军学于泉司学龙; 机构北京航空航天大学宇航学院湖北航天技术研究院总体设计所; 出处《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第4期413-417,共5页; 基金 "863"国家高技术研究发展计划(2007AA702311 2008AA7020508); 文摘为了实现小推力固体火箭发动机的长时间工作,对4种采用复合推进剂端燃药柱的发动机进行设计和试车,工作时间分别达到75、105、145、235 s。试验结果表明,该发动机设计方案合理,采用这种C/C喉衬的复合结构喷管实现长时间工作是完全可行的。其中,75 s发动机的地面比冲为2 217 N.s/kg;145 s发动机的地面比冲为2 236 N.s/kg;235 s发动机的地面比冲为2 147 N.s/kg,性能测试结果基本满足发动机总体指标要求。此外,在试验过程中,还获得了C/C喉衬的烧蚀和绝热层的烧蚀炭化规律,为后续开展长时间工作固体火箭发动机研究提供了重要参考。; 关键词固体火箭发动机长时间工作复合推进剂端燃药柱发动机试验; Keywords solid rocket motor（SRM） long-time working composite propellant end-burning grain motor 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]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名小推力长工作时间固体火箭发动机喷管温度仿真分析被引量：1: 5; 作者邓康清王鹍鹏余小波向进朱雯娟王相宇杨育文汤亮张琪敏; 机构航天化学动力技术重点实验室湖北航天化学技术研究所; 出处《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2023年第4期507-513,共7页; 文摘利用FLUENT发展了一种瞬态流-固-热一体化一步耦合三维有限元分析方法,并用该方法分析了一种采用无铝PET推进剂的小推力长工作时间(130 s)固体火箭发动机喷管温度场分布情况。分析结果表明,从喷管中心到喷管表面温度逐渐降低,喷管喉部中心温度达到2200℃以上,喉衬温度为1481~2000℃,隔热层温度为134~1864℃,壳体温度为134~234℃;喷管中心轴线上各点的温度开始时急剧增加,20 s后基本保持不变,从喷管出口到喷管入口,沿喷管中心轴线温度逐渐增加;喷管壳体表面温度随工作时间增加而增加,随离喷管出口的距离增加先增加而后逐渐降低;喷管喉部壳体表面温度最高,达220℃左右;推进剂燃温增加,喷管金属壳体表面温度呈线性增加;换热系数增加,金属壳体表面温度近似线性降低;燃烧室压强变化对金属壳体表面温度影响不大;隔热材料EPDM、5-Ⅲ和GFM降低金属壳体表面温度的效果突出。选用合适的隔热材料,做好喷管喉部位置的热防护是降低喷管壳体表面温度的有效方法。发动机试车结果与仿真结果吻合,验证了仿真分析方法的正确性。该瞬态流-固-热耦合一体化一步分析法,克服了过去流-固-热耦合方法步骤多、绝热假设不符合实际情况的局限性,可为合理设计固体发动机喷管、控制喷管温度提供依据。; 关键词固体火箭发动机喷管长工作时间流-热-固耦合温度场分布; Keywords solid rocket motor nozzle long⁃combustion⁃time flow⁃structure⁃thermal coupling temperature field distribution; 分类号 V435 [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	长通道固体火箭发动机点火瞬态数值分析	郜冶刘平安胡伟	《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心	2011	12	在线阅读下载PDF 职称材料
2	基于部分通道移位与最优目标估计的固体发动机药柱超分辨率重建	辛赏吕梅柏李炜李井东张高乐	《固体火箭技术》北大核心	2025	0	在线阅读下载PDF 职称材料
3	长时间工作固体火箭发动机长尾喷管外绝热装置设计	王相宇向进章惠君王鹍鹏余小波朱雯娟刘梦珂马以博	《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心	2024	0	在线阅读下载PDF 职称材料
4	小推力长时间工作固体火箭发动机初步试验研究	熊文波刘宇任军学于泉司学龙	《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心	2009	6	在线阅读下载PDF 职称材料
5	小推力长工作时间固体火箭发动机喷管温度仿真分析	邓康清王鹍鹏余小波向进朱雯娟王相宇杨育文汤亮张琪敏	《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心	2023	1	在线阅读下载PDF 职称材料