喷注方案对CH_(4)-O_(2)旋转爆轰发动机冷流掺混特性的影响

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作者 刘翔宇 赵楠楠 +4 位作者 朱龙 黄亚坤 王园丁 郑权 翁春生 《航空兵器》 北大核心 2025年第1期99-106,共8页

旋转爆轰发动机是一种可自增压、持续提供推力的新概念发动机,在航空航天领域具有远大的应用前景。喷注结构是旋转爆轰发动机设计的基础,为研究不同喷注方案下发动机内流场的演化过程,本文选取模型为双侧喷注的环形燃烧室,通过求解三维... 旋转爆轰发动机是一种可自增压、持续提供推力的新概念发动机,在航空航天领域具有远大的应用前景。喷注结构是旋转爆轰发动机设计的基础,为研究不同喷注方案下发动机内流场的演化过程,本文选取模型为双侧喷注的环形燃烧室,通过求解三维雷诺时均N-S方程,针对喷孔直径与旋流喷注角度变化开展了一系列冷流场研究。结果表明:增大喷孔直径将有利于提高燃料射流动量,增加燃料径向穿透深度,促进推进剂组分的扩散与混合;增大旋流喷注角度将使得燃料射流动量下降,气流沿径向发生显著偏折,降低混合效率。低喷注动量的燃料射流难以与氧化剂主流充分掺混,受气流冲击影响严重,表现出沿燃烧室内外壁面分布的特性,在流场中心形成带状的低浓度区,最终导致混合不充分现象。 展开更多

关键词 旋转爆轰 喷注结构 掺混 喷孔直径 旋流

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空间核动力推进技术研究展望 被引量：24

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作者 张泽 薛翔 +2 位作者 王园丁 王浩明 杜磊 《火箭推进》 CAS 2021年第5期1-13,共13页

为满足未来太阳系边际探测、深空轨道转移、载人深空探测等大型空间任务对于高可靠、可持续、大功率动力源的需求,空间核动力推进技术成为全球研究热点。通过追踪世界主要国家现阶段空间核动力发展动态,对空间核动力领域模块化、通用化... 为满足未来太阳系边际探测、深空轨道转移、载人深空探测等大型空间任务对于高可靠、可持续、大功率动力源的需求,空间核动力推进技术成为全球研究热点。通过追踪世界主要国家现阶段空间核动力发展动态,对空间核动力领域模块化、通用化、型谱化的发展方向进行了系统性梳理,对涉及的总体技术、散热技术、制造技术、验证技术等关键技术进行了解析。最终总结我国核心优势和潜在风险,为未来空间核动力推进的规划论证与技术研究提供参考。 展开更多

关键词 空间核动力 空间推进 核裂变反应堆 核热推进 核电推进

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液氧/液甲烷姿控发动机点火技术研究 被引量：5

3

作者 潘一力 周海清 +1 位作者 吉林 许宏博 《火箭推进》 CAS 2019年第4期16-25,共10页

液氧/液甲烷推进剂组合具有高比冲性能以及其他优异的综合使用性能,已经成为未来空间化学推进的重要发展方向之一。点火技术作为液氧/液甲烷姿控发动机的重大关键技术,对发动机可靠启动、响应特性、脉冲一致性等关键指标具有重要影响。... 液氧/液甲烷推进剂组合具有高比冲性能以及其他优异的综合使用性能,已经成为未来空间化学推进的重要发展方向之一。点火技术作为液氧/液甲烷姿控发动机的重大关键技术,对发动机可靠启动、响应特性、脉冲一致性等关键指标具有重要影响。欧美国家已经开展系统以及相关组件的预先研究,其中美国已经完成了系统级的地面自由飞行试验。国内也已开展了低温推进系统技术论证,并开展了主发动机、姿控发动机以及点火器、低温贮箱、低温阀门等关键组件的研发。针对液氧/液甲烷低温推进剂组合进行了点火技术分析筛选和试验研究,验证了电火花点火与激光诱导等离子点火两种方案的原理可行性。试验表明在入口条件从气态到液态的宽广范围内两种方案均能实现可靠、可重复点火,两种点火方式对于LOx/LCH4发动机均原理可行。试验得出可靠点火的火花能量边界特性、混合比边界特性、响应特性以及脉冲特性,为后续液氧甲烷发动机设计提供依据。 展开更多

关键词 液氧/液甲烷 电点火 激光点火 姿控发动机

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液体火箭发动机电动泵系统发展及性能研究 被引量：2

4

作者 王浩明 程诚 +1 位作者 李小芳 林庆国 《火箭推进》 CAS 2019年第5期1-7,共7页

介绍了液体火箭发动机电动泵增压系统的发展历程以及电动泵系统核心组件的特点,提出了考虑离心泵效率及电源系统放电特性变化的电动泵系统质量模型。电动泵系统中质量占比最大的组件为电机和电源系统,质量敏感性分析表明离心泵效率对系... 介绍了液体火箭发动机电动泵增压系统的发展历程以及电动泵系统核心组件的特点,提出了考虑离心泵效率及电源系统放电特性变化的电动泵系统质量模型。电动泵系统中质量占比最大的组件为电机和电源系统,质量敏感性分析表明离心泵效率对系统质量的影响最大。通过对比不同推力、室压和工作时间下的电动泵系统与涡轮泵系统(燃气发生器循环)质量发现,电动泵系统在不同发动机推力下对应室压极限,低于该极限值时电动泵系统存在质量优势,且该室压极限值随着发动机推力增大而提高。最后,针对电动泵系统进一步减重增效,梳理了各组件涉及的主要关键技术,并提出了发展建议。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 电动泵 高速电机 锂电池 质量敏感性

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工业CT检测技术在5 kN发动机研制中的应用 被引量：1

5

作者 吕延达 陈亦维 +1 位作者 郭洪勤 陈明亮 《宇航材料工艺》 CAS CSCD 北大核心 2020年第4期87-91,共5页

针对5 kN发动机结构焊缝和复合材料喷管不可检不可测的难题,开展了工业CT检测技术研究。分析了复杂结构焊缝和复合材料喷管的常规方法检测难点,利用工业CT检测技术穿透能力强、不受工件复杂结构影响的优势,对5 kN发动机产品中的电子束... 针对5 kN发动机结构焊缝和复合材料喷管不可检不可测的难题,开展了工业CT检测技术研究。分析了复杂结构焊缝和复合材料喷管的常规方法检测难点,利用工业CT检测技术穿透能力强、不受工件复杂结构影响的优势,对5 kN发动机产品中的电子束焊缝、氩弧焊焊缝、复合材料喷管等结构进行了检测试验,得到了良好的检测效果。结果表明,工业CT检测技术可以识别5 kN发动机产品中的气孔、未焊透、分层、裂纹等缺陷,并实现对缺陷的定位与测量,可为焊缝质量评估提供依据。 展开更多

关键词 5 kN发动机 焊缝 工业CT 检测

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场发射电推力器的研究现状及其关键技术 被引量：9

6

作者 郭登帅 康小明 +6 位作者 刘欣宇 贺伟国 杭观荣 李彦达 张锐 王政伟 余勇 《火箭推进》 CAS 2018年第4期1-9,共9页

与传统的化学推进相比,电推进具有高比冲、小推力、长寿命等特点,能够大幅节省推进剂、增加有效载荷质量,从而增加航天器在轨寿命,提高航天器的整体性能与收益,特别适合用于航天器的姿态控制、轨道转移和深空探测等任务。场发射电推力... 与传统的化学推进相比,电推进具有高比冲、小推力、长寿命等特点,能够大幅节省推进剂、增加有效载荷质量,从而增加航天器在轨寿命,提高航天器的整体性能与收益,特别适合用于航天器的姿态控制、轨道转移和深空探测等任务。场发射电推力器是一种具有比冲高、推力冲量分辨率高、推力噪声低、功耗及成本低、结构紧凑等优点的电推力器,是重力梯度卫星的高精度阻力补偿、微纳卫星的姿态控制和轨道转移、星座编队飞行等任务最有前景的推进技术之一。简述了场发射电推力器的工作原理、结构和特点,重点分析了国内外场发射电推力器的研究现状以及关键技术。 展开更多

关键词 场发射电推力器 发射极 羽流 中和器 浸润

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姿轨控发动机开机充填和关机传热特性 被引量：2

7

作者 黄舰 林庆国 《火箭推进》 CAS 2022年第4期43-50,共8页

以双组元姿轨控液体火箭发动机为研究对象,为提高其响应速度和安全可靠性,通过实验和仿真对其开机充填和关机传热特性进行了研究。开展了透明喷注器试验件瞬态流动过程的实验研究,采用高速相机进行液流拍摄,对喷注器试验件瞬态流动过程... 以双组元姿轨控液体火箭发动机为研究对象,为提高其响应速度和安全可靠性,通过实验和仿真对其开机充填和关机传热特性进行了研究。开展了透明喷注器试验件瞬态流动过程的实验研究,采用高速相机进行液流拍摄,对喷注器试验件瞬态流动过程进行仿真计算,并与实验结果进行对比,验证了流体体积模型计算的合理性。仿真结果表明地面状态各安装方向下发动机充填时间相差均不超过0.1 ms,安装方向对发动机开机充填过程影响较小。研究了真空状态下关机后推进剂的泄流过程,燃料比氧化剂更容易出现返腔现象,内圈位置比外圈更容易出现返腔现象;长时间蒸发后,氧化剂路和燃料路气态燃料含量较接近,部分返腔蒸气发生凝结,燃料蒸气主要凝结在氧化剂路中心区集液腔内。 展开更多

关键词 姿轨控发动机 开关机过程 流动特性 传热特性 仿真分析 实验研究

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氢氧涡流燃烧推力器设计方案仿真研究

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作者 孙得川 金盛宇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第4期185-194,共10页

涡流燃烧冷壁液体火箭发动机具有燃烧室侧壁温度低的特点,在高空或空间氢氧推力器应用方面很有优势,但是喷管喉部高温限制了它的应用。本文对以气氢气氧为推进剂的涡流燃烧冷壁发动机的设计方案进行了仿真研究,指出涡流工质的选择是燃... 涡流燃烧冷壁液体火箭发动机具有燃烧室侧壁温度低的特点,在高空或空间氢氧推力器应用方面很有优势,但是喷管喉部高温限制了它的应用。本文对以气氢气氧为推进剂的涡流燃烧冷壁发动机的设计方案进行了仿真研究,指出涡流工质的选择是燃烧室设计的首要问题,应根据燃烧反应总包方程,以体积流量较大的推进剂作为涡流工质,而并非一定是氧化剂。氢氧涡流燃烧推力器的仿真结果表明,采用氢气作为旋涡工质,可以有效缓解氧气为旋涡工质时喷管壁面温度对混合比的限制,达到较高的比冲和材料容许的较低的喷管内壁温度;半球形头部的燃烧室方案虽然性能较高,但是头部内侧燃气容易聚积、温度过高,不利于长时间工作;采用椭球形头部、平行于轴线的头部氧气喷注形式可以达到较好的性能,并且头部和喷管内壁燃气温度均较低;喉部最高燃气温度随混合比增大而升高,氧化剂与燃料混合比达6时的最高温度为1382K。 展开更多

关键词 涡流燃烧推力室 氧气 氢气 设计 数值模拟

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空间站核心舱轨控机组热设计及飞行验证 被引量：3

9

作者 陈阳春 李世恭 胡承云 《火箭推进》 CAS 2022年第4期59-65,共7页

为验证核心舱轨控机组热控设计能满足空间站任务期间任何工况对机组温度的要求,运用I-DEAS/TMG软件,通过仿真分析确定了轨控机组低温工况下所需的加热功率,预示了高温工况下的最高温度。在轨飞行情况表明:轨控机组飞行温度验证了理论计... 为验证核心舱轨控机组热控设计能满足空间站任务期间任何工况对机组温度的要求,运用I-DEAS/TMG软件,通过仿真分析确定了轨控机组低温工况下所需的加热功率,预示了高温工况下的最高温度。在轨飞行情况表明:轨控机组飞行温度验证了理论计算的正确性,二者之间的偏差约3.7%;喷管受太阳照射面积越大,头部及电磁阀温度越高,在太阳角58°时,喷管受照面积最大;低温工况下,有推进剂流道的机组头部和电磁阀温度高于6.8℃,满足高于0℃的指标要求;不同于以往热控包覆状态的轨控机组,被动包覆设计保证了电磁阀在极端高温工况下,温度低于40℃,离高温上限有较大裕度,为电磁阀在空间站15 a任务期间的可靠工作提供保障。 展开更多

关键词 空间站 核心舱 轨控机组 热设计 验证

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无加热器空心阴极的击穿电压特性研究 被引量：1

10

作者 于博 余水淋 +1 位作者 康小录 赵青 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第1期393-400,共8页

为预估无加热器空心阴极(HHC)的击穿电压,基于汤森放电理论结合对起始击穿路径判定方法,建立一种击穿电压预估的新算法(JBP法).接着,开展HHC击穿试验以验证该算法的计算精度,计算与试验所得的击穿电压-气体流率曲线(BV-fr)具有较好的吻... 为预估无加热器空心阴极(HHC)的击穿电压,基于汤森放电理论结合对起始击穿路径判定方法,建立一种击穿电压预估的新算法(JBP法).接着,开展HHC击穿试验以验证该算法的计算精度,计算与试验所得的击穿电压-气体流率曲线(BV-fr)具有较好的吻合度,误差在2.1%~5.6%,并且,揭示BV-fr曲线的“类直线”特性,以证明JBP算法的合理性。在此基础上,对HHC不同关键尺寸下的BV-fr曲线进行数值计算。结果表明,随气体流率升高,HHC的起始击穿路径总会从长路径向短路径转移,而增加间隙中最长路径的长度可以有效实现低流率下的击穿电压降低,本文工况可降低177 V。 展开更多

关键词 无加热器空心阴极 JBP算法 击穿电压 路径转移 起始击穿路径

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电弧射流激励器工作特性仿真研究

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作者 袁野 张岩 +2 位作者 赵青 黄小平 郭成 《强激光与粒子束》 CAS CSCD 北大核心 2022年第6期134-142,共9页

为了在高超声速飞行器减阻中达到更好的减阻效果,设计了一种电弧射流等离子体激励器。采用有限元法求解非线性多物理方程,对此电弧射流等离子体激励器的工作特性进行了数值模拟,得到了激励器内部的电势、压力、温度和速度分布,综合分析... 为了在高超声速飞行器减阻中达到更好的减阻效果,设计了一种电弧射流等离子体激励器。采用有限元法求解非线性多物理方程,对此电弧射流等离子体激励器的工作特性进行了数值模拟,得到了激励器内部的电势、压力、温度和速度分布,综合分析了进气口气体速度、放电电流、激励器管道半径对电势、压力、温度和速度分布的影响。获得了全面的影响规律,通过仿真结果还得到:电弧射流等离子体激励器可产生最高温度为8638 K、最高速度为655 m/s的等离子体射流。当电流20 A,进气速度0.5 m/s,管道半径2.5 mm时,所需功率最小;当电流20 A,入口气体流速5 m/s,管道半径2.5 mm时,出口处平均温度最高;当电流20 A,进口气体速度10 m/s,管道半径2.5 mm时,出口处平均速度最大。并对仿真得到的放电电压进行了实验验证,在等离子体参数相似的情况下,实验结果与仿真结果吻合较好。 展开更多

关键词 减阻激励器 等离子体 电弧放电 数值模拟 等离子体炬

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电弧射流激励器光谱诊断研究

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作者 袁野 田雷超 +1 位作者 郭成 赵青 《中国光学（中英文）》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第2期296-304,共9页

目前,电弧激励器的仿真研究仅局限于得到激励器产生的等离子体的电势、压力、温度和速度等工作特性,而其有关的等离子体状态参数仅限于用光谱诊断其电子温度和电子密度等,二者是分立的,本文试图将其二者统一起来。本文设计了电弧射流等... 目前,电弧激励器的仿真研究仅局限于得到激励器产生的等离子体的电势、压力、温度和速度等工作特性,而其有关的等离子体状态参数仅限于用光谱诊断其电子温度和电子密度等,二者是分立的,本文试图将其二者统一起来。本文设计了电弧射流等离子体激励器,采用有限元法求解非线性多物理场方程,对此电弧射流等离子体激励器的工作特性进行了数值模拟,得到了激励器内部的电势、压力、温度和速度分布,并在此基础上计算了电子密度,由激励器工况得到了激励器等离子体状态参数(电子温度和电子密度)的仿真计算模型。然后采用发射光谱诊断方法对射流等离子体进行了光谱诊断,利用分立谱线的强度比例法对等离子体电子密度进行计算。结果表明:电弧等离子体激励器诊断实验得到的最高电子温度为10 505.8 K,最大电子密度为5.75×1022m-3。对于不同工况下的等离子体电子温度和等离子体密度,实验和仿真结果数值均随入口气体流量增大及放电电流的增大而增大。表明对于所设计的小型化、高射流速度的电弧射流激励器等离子体状态参数的仿真计算模型是合理且适用的。说明将激励器工作特性仿真与光谱诊断的电子温度、密度统一考虑是基本成功的,同时还有值得进一步改进的地方。 展开更多

关键词 发射光谱 光谱学 电子密度 电弧激励器

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离子液体电喷推力器的关键技术及展望 被引量：13

13

作者 刘欣宇 康小明 +4 位作者 贺伟国 徐明明 郭登帅 杭观荣 李林 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第9期977-986,共10页

首先介绍离子液体电喷推力器的工作原理和分类,通过与其他相同推力量级的电推力器对比进一步分析了其特点,然后总结了离子液体电喷推力器的国内外研究现状,在此基础上重点梳理了微尺度下带电粒子的产生与加速、微细制造与精密装配、推... 首先介绍离子液体电喷推力器的工作原理和分类,通过与其他相同推力量级的电推力器对比进一步分析了其特点,然后总结了离子液体电喷推力器的国内外研究现状,在此基础上重点梳理了微尺度下带电粒子的产生与加速、微细制造与精密装配、推进剂贮存和供给、高升压比微功率电源处理单元以及比冲和推力测试等离子液体电喷推力器研制过程中涉及的关键技术,最后展望了小型化、模块化与推力密度提升的发展趋势并提出离子液体电喷推力器的发展构想。 展开更多

关键词 离子液体 电推进 电喷推力器 静电喷射

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嫦娥四号探测器推进系统设计特点与验证 被引量：7

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作者 魏彦祥 郭尚群 +2 位作者 赵京 曹伟 许映乔 《航天器工程》 CSCD 北大核心 2019年第4期51-59,共9页

嫦娥四号探测器推进系统在充分继承嫦娥三号探测器的技术方案基础上,在发动机精确控制和高精度变推力、轨道控制管路超压管理、月面高可靠推进剂钝化、气瓶在轨提高裕度和发动机量化极性测试方面进行了优化设计,并通过了地面试验和在轨... 嫦娥四号探测器推进系统在充分继承嫦娥三号探测器的技术方案基础上,在发动机精确控制和高精度变推力、轨道控制管路超压管理、月面高可靠推进剂钝化、气瓶在轨提高裕度和发动机量化极性测试方面进行了优化设计,并通过了地面试验和在轨飞行试验的充分验证.结果表明:嫦娥四号探测器推进系统完成了在轨飞行全部姿态控制和轨道控制任务,取得的发动机推力精确控制和高精度变推力等技术成果可应用于其他探测器. 展开更多

关键词 嫦娥四号探测器 推进系统 超压管理 推进剂钝化 量化极性测试

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NASA液氧甲烷集成推进系统热真空试验 被引量：4

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作者 程诚 熊靖宇 +1 位作者 周国峰 林庆国 《火箭推进》 CAS 2020年第5期10-20,共11页

为降低液氧/甲烷空间推进系统未来应用的技术风险,NASA先后实施了多个研究计划,持续不断地提升液氧/甲烷空间推进技术的成熟度水平。低温推进系统集成试验平台(ICPTA)顺利在梅溪试验站空间推进热真空舱内完成一系列热真空模拟环境下的... 为降低液氧/甲烷空间推进系统未来应用的技术风险,NASA先后实施了多个研究计划,持续不断地提升液氧/甲烷空间推进技术的成熟度水平。低温推进系统集成试验平台(ICPTA)顺利在梅溪试验站空间推进热真空舱内完成一系列热真空模拟环境下的集成热试车,标志着NASA液氧/甲烷轨姿控一体化推进技术已经具备了在轨飞行验证试验的条件。介绍了ICPTA的研制背景,采用的液氧/甲烷轨姿控一体化推进系统的构成、冷氦加温增压方案和供应管路热控方案。重点讨论了ICPTA热真空模拟试验的具体情况,以及变推力主发动机、姿控动力系统和COP点火系统等核心组件的设计方案、涉及的主要技术问题与试验结果,其成果对于未来星球着陆器的先进低温推进系统的研制具有重要参考价值。 展开更多

关键词 空间推进系统 液氧/甲烷 姿控动力系统 热真空模拟 电火花点火

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闭式布雷顿循环核心机调控过程仿真分析 被引量：7

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作者 薛翔 杜磊 +2 位作者 王浩明 张银勇 林庆国 《火箭推进》 CAS 2021年第5期49-55,共7页

为了保证闭式布雷顿循环核心机在空间核电推进系统内能够稳定运行,需要在其调控过程中同时控制多个系统变量参数,设定合适的初始状态和调控策略。通过对整个闭式布雷顿循环的系统仿真,模拟了不同初始压力的情况下核心机在升速加载过程... 为了保证闭式布雷顿循环核心机在空间核电推进系统内能够稳定运行,需要在其调控过程中同时控制多个系统变量参数,设定合适的初始状态和调控策略。通过对整个闭式布雷顿循环的系统仿真,模拟了不同初始压力的情况下核心机在升速加载过程中的系统参数变化情况。在核心机转速与反应堆加热协同配合的调控策略下,压气机在整个升速加载过程中可以始终处于稳定运行区间内,而循环系统的初始压力会影响核心机加载过程中的各项参数,尤其是涡轮入口温度。在相对较低的系统初始压力情况下,需要在更高的涡轮入口温度条件下,才能够达到与高初始压力情况下相同的满状态电功率输出。仿真结果验证了以精确转速控制作为运行标准的核心机调控策略可行性,同时可以为循环系统不同阶段的热试车试验提供指导建议。 展开更多

关键词 闭式布雷顿循环 空间核电推进 核心机 调控策略 系统仿真

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朗缪尔探针诊断脉冲激光锡等离子体特性 被引量：4

17

作者 孙秦 田雷超 +4 位作者 武耀星 尹培琪 王均武 王新兵 左都罗 《激光技术》 CAS CSCD 北大核心 2021年第1期109-114,共6页

激光作用锡靶等离子体极紫外光转换效率与等离子体特性密切相关。为了对等离子体特性进行诊断,设计了一种用于激光等离子体诊断的朗缪尔探针,取得了不同激光能量下产生的锡等离子体电子温度与电子密度的时间演化。结果表明,能量为58.1m... 激光作用锡靶等离子体极紫外光转换效率与等离子体特性密切相关。为了对等离子体特性进行诊断,设计了一种用于激光等离子体诊断的朗缪尔探针,取得了不同激光能量下产生的锡等离子体电子温度与电子密度的时间演化。结果表明,能量为58.1mJ的激光产生的等离子体峰值电子密度约为4.5×1011cm-3,最大电子温度为16.5eV,均随激光能量减少而降低,与发射光谱法所测的电子温度演化趋势一致。该研究为激光等离子体极紫外光源提供了一种新的简单快速诊断方法,有利于对激光等离子体的极紫外光源的参量进行优化。 展开更多

关键词 激光物理 等离子体诊断 朗缪尔探针 极紫外光刻

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高速屏蔽电机涡流与水摩损耗试验 被引量：2

18

作者 程诚 王浩明 +1 位作者 李小芳 林庆国 《火箭推进》 CAS 2019年第6期66-70,共5页

为研究高速屏蔽电机在运行过程中的涡流损耗和水摩损耗,设计了一台额定功率7.5 kW,额定转速15000 r/min的高速屏蔽电机,通过搭建屏蔽电机湿式空载试验系统进行不同转速下的干式与湿式空载试验,并对比分析了测试结果和电机损耗预估公式... 为研究高速屏蔽电机在运行过程中的涡流损耗和水摩损耗,设计了一台额定功率7.5 kW,额定转速15000 r/min的高速屏蔽电机,通过搭建屏蔽电机湿式空载试验系统进行不同转速下的干式与湿式空载试验,并对比分析了测试结果和电机损耗预估公式计算结果的差异。试验表明:定子屏蔽套涡流损耗和转子与冷却介质间的水摩损耗对高速屏蔽电机的效率影响较大,即使电磁设计较优的高速电机在加入屏蔽套后效率仍然下降约20%~30%;电机损耗预估公式的准确性取决于经验系数的选取,在高速情况下需要修正;通过对定子屏蔽套厚度、屏蔽套材料、电机转子直径等进行优化设计能进一步提高高速屏蔽电机的运行效率。 展开更多

关键词 高速电机 屏蔽电机 涡流损耗 水摩损耗 电机效率

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口环间隙对双级高速离心泵性能的影响 被引量：2

19

作者 周治华 王浩明 +2 位作者 王园丁 李小芳 林庆国 《火箭推进》 CAS 2023年第5期66-72,共7页

为探究口环间隙对离心泵性能的影响,以双级低比转速高速离心泵为研究对象,测量了原型及减小口环间隙改进型的水力性能,对比了两种方案的测试结果,结合试验数据和计算分析了口环间隙对离心泵泄漏损耗及摩擦损耗的影响。结果表明:减小口... 为探究口环间隙对离心泵性能的影响,以双级低比转速高速离心泵为研究对象,测量了原型及减小口环间隙改进型的水力性能,对比了两种方案的测试结果,结合试验数据和计算分析了口环间隙对离心泵泄漏损耗及摩擦损耗的影响。结果表明:减小口环间隙能有效提高离心泵的扬程及效率,改进方案的泵效率提升约5%;在设计转速测量工况范围内,随着流量的增大,原型方案的扬程系数逐渐下降,小口环间隙方案的扬程系数变化较小,扬程系数下降使得计算的泄漏损耗占比变化更加显著;尽管减小口环间隙会增加摩擦损耗,但考虑泄漏损耗的影响时,确保运行安全的情况下减小口环间隙是提高泵性能的有效途径。 展开更多

关键词 高速离心泵 口环间隙 泄漏损耗 摩擦损耗 泵效率

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